CIAIAC - Ministerio de Transportes, Movilidad y Agenda Urbana

COMISIÓN DEINVESTIGACIÓNDE ACCIDENTESE INCIDENTES DEAVIACIÓN CIVIL

CIAIACCIAIAC

BoletínInformativo

3/2010

COMISIÓN DE INVESTIGACIÓNDE ACCIDENTES E INCIDENTESDE AVIACIÓN CIVIL

SECRETARÍA DE ESTADODE TRANSPORTES

BOLETÍN INFORMATIVO3/2010

Edita: Centro de PublicacionesSecretaría General TécnicaMinisterio de Fomento ©

NIPO: 161-10-044-XDepósito legal: M. 14.066-2002Diseño y maquetación: Phoenix comunicación gráfica, S. L.

COMISIÓN DE INVESTIGACIÓN DE ACCIDENTES E INCIDENTES DE AVIACIÓN CIVIL

Tel.: +34 91 597 89 63 E-mail: [email protected] C/ Fruela, 6Fax: +34 91 463 55 35 http://www.ciaiac.es 28011 Madrid (España)

A d v e r t e n c i a

El presente Boletín es un documento técnico que refleja el punto de vista dela Comisión de Investigación de Accidentes e Incidentes de Aviación Civil enrelación con las circunstancias en que se produjeron los eventos objeto de lainvestigación, con sus causas y con sus consecuencias.

De conformidad con lo señalado en la Ley 21/2003, de Seguridad Aérea, yen el Anexo 13 al Convenio de Aviación Civil Internacional, lasinvestigaciones tienen carácter exclusivamente técnico, sin que se hayandirigido a la determinación ni establecimiento de culpa o responsabilidadalguna. La conducción de las investigaciones ha sido efectuada sin recurrirnecesariamente a procedimientos de prueba y sin otro objeto fundamentalque la prevención de los futuros accidentes.

Consecuentemente, el uso que se haga de este Boletín para cualquierpropósito distinto al de la prevención de futuros accidentes puede derivar enconclusiones e interpretaciones erróneas.

Í n d i c e

ABREVIATURAS .............................................................................................................................................. vi

RELACIÓN DE ACCIDENTES/INCIDENTES

Referencia Fecha Matrícula Aeronave Lugar del suceso

IN-045/2006 27-07-2006 EC-IJF Bombardier CRJ200 29,8 NM al Este del Aeropuerto ........... 1CL-600-2B19 de Barcelona, FL 235

A-048/2006 03-08-2006 EC-JKI Air Tractor AT-802A Embalse de Guadalest (Alicante) ........... 35

A-053/2006 08-09-2006 A7-ABV Airbus 300-600 Aeropuerto de Madrid-Barajas ............. 45(B4–622R)

A-006/2010 03-04-2010 EC-HUV Cessna 172N Aeródromo de Casarrubios .................. 73del Monte (Toledo)

IN-016/2010 06-06-2010 EC-KYX Piper PA-38-112 Aeródromo de Totana (Murcia) ............ 81

ADENDA .......................................................................................................................................................... 89

(*) Versión disponible en inglés en la Adenda de este Boletín (English version available in the Addenda to this Bulletin)

Esta publicación se encuentra en Internet en la siguiente dirección:

http://www.ciaiac.es

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Boletín informativo 3/2010

A b r e v i a t u r a s

00° Grado(s)00 °C Grados centígradosAENA Aeropuertos Españoles y Navegación AéreaAESA Agencia Europea de Seguridad AéreaAGB Caja de accesoriosAMM Manual de mantenimiento de la aeronaveARM «Airworthiness Review Meeting»ATC Control de tránsito aéreoATPL Piloto de transporte de línea aéreaBEA Bureau d’Enquêtes d’Accidents (France)BSCU «Brake Steering Control Unit»cm Centímetro(s)CMM «Component Maintenance Manual»CPL Licencia de piloto comercialCPL(A) Licencia de piloto comercial de aviónCRM Gestión de recursos en cabinaCSN Ciclos desde la fabricaciónCSO Ciclos desde la revisión generalCVR Registrador de voz en cabinaDFDR Registrador digital de datos de vueloDGAC Dirección General de Aviación CivilDME Equipo radiotelemétricoECAM «Electronic Centralised Aircraft Monitoring»EGPWS Sistema de advertencia de proximidad al terrenoEICAS Sistema de indicación del motor y de alerta a la tripulaciónEPR Relación de presiones en el motorFAA Agencia Federal de Aviación de EE.UU.FCOM Manual de operacionesFDR Registrador de datos de vueloft Pie(s)g Aceleración de la gravedadgal Galón(es)GMC Control de movimientos en tierra («Ground Movement Control»)GS Velocidad respecto a tierrah Hora(s)hPa Hectopascal(es)HPT Turbina de alta presiónIR Habilitación de vuelo instrumentalITT Temperatura entre turbinaskg Kilogramo(s)KIAS Nudos de velocidad indicadakm Kilómetro(s)km/h Kilómetros por horakt Nudo(s)l Litro(s)LH IzquierdaLPT Turbina de baja presiónm Metro(s)ME MultimotoresMETAR Informe meteorológico aeronáutico ordinarioMFC Unidad de control de combustibleMFP Bomba de combustibleMHz Megahertzio(s)mm Milímetro(s)MTOW Peso máximo autorizado al despegueN1 Velocidad del fan del motor

vi


A b r e v i a t u r a s

NM Milla(s) naútica(s)NTSB National Transportation Safety BoardP/N Número de partePF Piloto a los mandosPNF Piloto no a los mandosPPL(A) Licencia de piloto privado de aviónPRH Manual de referencia del pilotoQNH Ajuste de la escala de presión para hacer que el altímetro marque la altura del aeropuerto sobre

el nivel del mar en el aterrizaje y en el despegueRH Derecharpm Revoluciones por minutoRTO Aborto de despegueS/N Número de serieSOV «Shut off valve»STC Certificado tipo complementarioSW SuroesteTCP Tripulantes de cabina de pasajerosTOW Peso al despegueTSN Tiempo desde la fabricaciónTSO Tiempo desde la revisión generalUTC Tiempo Universal CoordinadoVOR Radiofaro onmidireccional de VHFVG Geometría variableW Oeste


vii

Informe técnico IN-045/2006

LOCALIZACIÓN

Fecha y hora Jueves, 27 de julio de 2006; 22:15 h local

Lugar 29,8 NM al Este del Aeropuerto de Barcelona, FL 235

DATOS DEL VUELO

Tipo de operación Trasnporte aéreo comercial – Regular – Internacional – Pasajeros

Fase del vuelo Ruta – Ascenso

INFORME

Fecha de aprobación 7 de octubre de 2010

TRIPULACIÓN

Piloto al mando Copiloto

Edad 36 años 29 años

Licencia ATPL CPL

Total horas de vuelo 5.100 h Sin datos

Horas de vuelo en el tipo 3.950 h 1.714 h

AERONAVE

Matrícula EC-IJF

Tipo y modelo BOMBARDIER CRJ200 CL-600-2B19

Explotador Air Nostrum LAM

Motores

Tipo y modelo GENERAL ELECTRIC CF34-3B1

Número 2

LESIONES Muertos Graves Leves /ilesos

Tripulación 4

Pasajeros 44

Otras personas

DAÑOS

Aeronave Importantes en el motor izquierdo

Otros daños Ninguno

RESUMEN DE DATOS

INFORME TÉCNICO IN-045/2006

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1. INFORMACIÓN FACTUAL

1.1. Antecedentes del vuelo

El jueves 27 de julio de 2006, la aeronave EC-IJF con código AN8174, operaba desdeel aeropuerto de Barcelona con destino Basilea. Para la tripulación técnica, formada porcomandante y copiloto, este era el primer vuelo del día. Para los dos tripulantes decabina de pasajeros (TCP) que atendían a los 44 pasajeros a bordo, era el segundo vuelotras dos horas de actividad. La aeronave había comenzado su operación a las 07:37 hsiendo el vuelo del incidente el octavo y último del día.

El despegue se realizó a las 22:01:221 sin incidencias por la pista 25R y a los 6 minutosfueron autorizados por ATC a desviarse de la salida instrumental DALIN 1D para evitaruna zona de tormentas. Transcurridos 14 minutos de vuelo, a las 22:15:43 h, en unazona sin problemas meteorológicos, se produjo súbitamente una explosión seguida defuertes vibraciones. La aeronave se encontraba a 29,8 NM al este del aeropuerto deBarcelona sobrevolando aguas del mar Mediterráneo. El avión se encontraba en ascensoa 23.515 ft de altura. Su velocidad era de 248 kt y su rumbo 60°.

Inmediatamente aparecieron avisos de reversa desbloqueada del motor izquierdo, fuegoen el lavabo, baja presión de aceite del motor izquierdo y, finalmente, a los 7 segundosde la explosión, fuego en el motor izquierdo. La tripulación combatió la emergenciaaplicando el procedimiento de fuego de motor. Según se registró en las comunicacionesen cabina, apagaron ese motor a los 16 segundos de iniciarse el aviso de fuego ydescargaron la primera botella extintora a los 71 segundos. Como el aviso de fuego nodesaparecía descargaron la segunda botella sin conseguir tampoco extinguir el fuego.Declararon emergencia a ATC y decidieron volver al aeropuerto de Barcelona. En rumbo250°, volando hacia el campo, la aeronave ejecutó un viraje de 360° para perder alturae iniciar la aproximación final. La tripulación auxiliar preparó al pasaje para un aterrizajede emergencia con posible evacuación en la pista.

Con la aeronave en fase de aproximación corta final, a las 22:25:30 h, y después de 9minutos y 40 segundos, desapareció el aviso de fuego en el motor izquierdo. Laaeronave aterrizó con un solo motor por la pista 25R y se detuvo en la calle de salidaGA a las 22:29:27 h.

La tripulación técnica ordenó la evacuación a las 22:29:44 por el lado derecho utilizandolas puertas delantera y trasera. Los servicios de extinción de incendios, que habían sidoalertados, estaban presentes durante la evacuación y aplicaron preventivamenteproductos ignífugos, aunque no apreciaron en esos momentos llamas ni humo en elmotor.

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Informe técnico IN-045/2006 Boletín informativo 3/2010

1 La referencia horaria utilizada en este informe es la hora local registrada por ATC y corresponde a la hora del FDRcon un retraso medio de 7 segundos.

Las 48 personas a bordo resultaron ilesas. La aeronave resultó con daños importantesúnicamente en el motor izquierdo.

1.2. Daños a la aeronave

Los daños en la aeronave se localizaron íntegramente en el motor izquierdo en el que,a simple vista, se pudo apreciar la desaparición de un álabe de fan y de los capóssuperior e inferior del fan así como daños y perforaciones por fuego intenso. El restode la aeronave no sufrió ningún desperfecto.

Figura 1. Motor izquierdo de la aeronave EC-IJF tras el incidente

1.3. Información sobre la tripulación

1.3.1. Información del comandante

El comandante, de 36 años de edad, contaba con una licencia de piloto de transportede línea aérea de avión y habilitaciones de CRJ 100 y de vuelo instrumental, válidas yen vigor en el momento del incidente.


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Llevaba trabajando para Air Nostrum desde el año 2000. Su experiencia total era de5.100 h, en CRJ había volado 3.950 h de las cuales 2.300 habían sido como copiloto.Como comandante había acumulado 1.650 h desde agosto del 2004. Las 24 horasprevias al incidente había tenido una actividad aérea de 3:20 h de duración y el vuelodel incidente era el primero que realizaba ese día. Iba sentado a la izquierda.

Dentro de la formación inicial y continuada recibida desde su incorporación a lacompañía había recibido formación sobre gestión de recursos de la tripulación (CRM),en concreto un curso inicial y cuatro posteriores de refresco. El último de ellos lo habíarecibido el 1 de junio de 2006, dos meses antes del incidente.

1.3.2. Información del copiloto

El copiloto, de 29 años de edad, contaba con una licencia de piloto comercial yhabilitaciones de copiloto de CRJ 100 y vuelo instrumental válidas y en vigor en elmomento del incidente.

Llevaba trabajando para Air Nostrum desde el año 2004 y había acumulado 1.714 htodas como copiloto en CRJ. Al igual que el comandante, las 24 horas previas alincidente había tenido una actividad aérea de 3:20 h de duración y el vuelo del incidenteera el primero que realizaba ese día. Iba sentado a la derecha y en el momento deproducirse el incidente era el piloto a los mandos.

Dentro de la formación inicial y continuada recibida desde su incorporación a lacompañía había recibido formación sobre gestión de recursos de la tripulación (CRM),en concreto, un curso inicial y dos cursos posteriores de refresco. El último de ellos lohabía recibido el 26 de abril de 2006, tres meses antes del incidente.

1.3.3. Vuelos previos de comandante y copiloto como tripulación

El comandante y el copiloto habían coincidido en la compañía dos años y habían voladojuntos antes del vuelo del incidente los días 24, 25 y 26 de julio de 2006 y el 8 de juliode 2005.

1.3.4. Información de la tripulación auxiliar

Las dos TCP contaban con una licencia y certificado médico válido y en vigor en la fechadel evento. La TCP con funciones de sobrecargo tenía 27 años y acumulaba 1.536 h enla compañía. La segunda TCP tenía 23 años y había acumulado 91 h. La actividad aéreade ese día comenzó para ellas con su incorporación, como tripulación auxiliar de laaeronave EC-IJF, en el aeropuerto de Bolonia (Italia) en el vuelo anterior al incidente, yllevaban trabajando poco más de dos horas.


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1.4. Información sobre la aeronave

1.4.1. General

La aeronave BOMBARDIER CANADAIR CL-600-2B19 CRJ 200 es un avión birreactor concapacidad para 50 pasajeros concebido para su uso en el transporte aéreo regional y decorto alcance. Su peso máximo de despegue es de 23.133 kg.

La aeronave del incidente, con S/N 7705, había sido fabricada en el año 2002 yentregada a Air Nostrum en noviembre de 2002. En la fecha en la que se produjo elincidente contaba con todas las autorizaciones, certificados y seguros necesarios pararealizar operaciones de transporte público de pasajeros.

1.4.2. Estado de la aeronave y de mantenimiento

Desde su fabricación iba equipada con dos motores General Electric GE CF34-3B1, conS/N GE-E-873549 (motor izquierdo) y GE-E-873548 (motor derecho).

En el momento del incidente ambos motores acumulaban 10.896 horas totales (TSN) y8.899 ciclos totales (CSN). El motor izquierdo había sido fabricado en junio de 2002 einstalado en la aeronave del incidente S/N 7705 EC-IJF en septiembre de 2002, antesde su entrega a Air Nostrum por Bombardier en noviembre de 2002.

Respecto a su mantenimiento, el 15 de agosto de 2003, la unidad de control decombustible (MFC) del motor izquierdo había sido reemplazada para cumplir con elboletín de servicio de General Electric 73-034, emitido el 10 de febrero de 2003. En elmotor derecho se realizó la misma acción medio año después, el 4 de enero de 2004.Desde este cambio hasta el momento del incidente el motor izquierdo, había operado8.601 h y 7.064 ciclos. En el libro de motor no había registrada ninguna acción demantenimiento relacionada con los álabes del fan.

1.4.3. Motor General Electric GE CF34-3B1

El motor CF34-3B1 es un motor turbofan de doble eje y alta razón de derivación.

En el eje de baja, el fan, de una sola etapa, está arrastrado por la turbina de bajapresión (LPT) de 4 etapas. El fan es una rueda de 28 álabes unidas a un disco. Cadaálabe es una pieza de forja de titanio con un peso aproximado de 1,2 kg. El 100% deN1 equivale a 7.400 rpm. El eje de alta lo conforman un compresor de 14 etapas y unaturbina de alta presión (HPT) de 2 etapas. Sus revoluciones nominales son 17.820 rpmal 100% N2. Ambos ejes giran en el sentido de las agujas del reloj visto el motor desdeel escape. Las localizaciones de elementos en el motor, en general, se expresan haciendo

uso de la posición de la aguja horaria de un hipotético reloj visto desde atrás. Así pues,la posición de la unidad de control de combustible (MFC) corresponde a las 8:00 delreloj, en el costado izquierdo.

Seis de las 14 etapas del compresor de alta disponen de un sistema de geometríavariable (VG) que modifican la posición de los vanes del estator a través de dosactuadores que utilizan combustible como fuerza hidráulica.

Para la lubricación de los siete cojinetes que soportan los dos ejes del motor, hay unsistema de lubricación que contiene como máximo unos 7 litros de aceite.

En la instalación del motor en el avión CRJ200, se puede invertir el empuje del flujosecundario mediante unas aletas que se despliegan en el conducto de fan al desplazarsehacia atrás el capó de reversa («traslating cowl»).

La caja de accesorios (AGB) se sitúa delante en el compartimento de accesorios y tienetres puntos de unión a las 3:00, 6:00 y 9:00. Las fijaciones son frangibles para protegerlas carcasas de la AGB. Existe una fijación secundaria que limita el desplazamiento detoda la caja en caso de rotura de las uniones principales. A la caja de accesorios se unepor su base la bomba de combustible (MFP) y la unidad de control de combustible (MFC).

1.4.4. Capós y carenas de motor

El motor está rodeado de diversas carenas y capós que le proporcionan una superficieaerodinámica fuselada. Entre los cárteres y las carenas y capós se crean unoscompartimentos anulares alrededor del motor dentro de los que fluye una corrientede aire para refrigeración y eliminación de posibles vapores inflamables. Para facilitarla refrigeración del motor, existen dos zonas (zona A o compartimento delantero yzona B o compartimento trasero) divididas por el mamparo cortafuegos, situadodespués de la turbina de alta presión. El compartimento delantero tiene 31 orificiosde entrada de aire y 4 de salida. El compartimento trasero tiene 4 entradas de aire.Como referencia para las descripciones de este informe, se mencionan los siguienteselementos:

• Capó superior e inferior de fan («upper and lower access cowl»).• Capó de reversa («translating cowl»).• Capó superior e inferior de motor («upper and lower core cowl»). Están abisagrados

y apestillados para poder descubrir accesorios y otras instalaciones del motor. Estoscapós se apoyan y cierran sobre un mamparo cortafuegos que aísla la zona delcompartimento de accesorios del escape y turbina de baja presión. En la posición11:00 se encuentra una ventana de explosión («blow out door») que libera presiónal exterior en caso de un aumento excesivo de la misma.

• Carena de tubo de escape («exhaust nozzle fairing»).

Boletín informativo 3/2010Informe técnico IN-045/2006

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1.4.5. Sistemas de protección contra el fuego

La aeronave dispone de un sistema de detección y de extinción ante condiciones defuego o sobretemperatura en el motor.

La detección en el motor se realiza en dos zonas: la zona del núcleo o de compartimentosbajo los capós de motor (que genera un aviso de ENG FIRE en el EICAS) y la zona bajolas carenas de tubo de escape (que genera un aviso de JET PIPE OVHT en el EICAS). Cadauna de estas zonas está dotada de dos bucles de detección para asegurar la redundanciadel sistema. Cuando se detecta una condición de fuego o sobretemperatura en la zonadel núcleo del motor se produce en cabina un aviso visual de ENG FIRE en el EICAS, seilumina el botón ENG FIRE PUSH y suena la campana de fuego.

El sistema de extinción consta dos botellas que se pueden descargar sobre uno u otromotor. Para realizar la descarga hace falta que en cabina se presione primero el botónENGINE FIRE PUSH, que cierra la válvula de corte SOV, y después el BOTTLE ARMEDPUSH TO DISCH. El sistema está previsto para combatir un fuego confinado que sedeclare en los compartimentos de la góndola del motor.

En el lavabo hay un detector de humo que enciende, en caso de que se den lascondiciones, el aviso de SMOKE TOILET.

1.4.6. Sistema de combustible

El sistema de combustible de esta aeronave permite cortar el suministro de combustibledesde los depósitos, situados en los planos, a los motores en dos puntos. El primero deellos se realiza en el cajón central, a la salida de los depósitos, mediante las dos válvulasSOV («shut off valve», una para cada motor) y el segundo en la unidad de control decombustible (MFC) ya en el motor. La cantidad de combustible entre estos dos puntosde corte ha sido estimada por el fabricante en un máximo de 4,06 litros.

Si desde cabina se pulsa el interruptor ENG FIRE PUSH se cerrará la válvula de corte SOVde combustible de la instalación de ese lado, se encenderá el botón BOTTLE ARMEDPUSH TO DISCH y aparecerá el aviso de ENG SOV CLSD en el EICAS. Además, si lapalanca de potencia se retrasa en cabina hasta la posición de corte, se producirá el cierreen la unidad de control de combustible.

1.4.7. Avisos EICAS

La aeronave está equipada con un sistema central de avisos que es parte del sistemaEICAS (Sistema de Indicación del Motor y de Alerta a la Tripulación) y genera para latripulación avisos visuales y acústicos sobre condiciones de estado, alerta, precaución(«caution») y peligro («warning») de los sistemas de la aeronave. En función de la


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naturaleza del problema, se pueden generar avisos sólo visuales o avisos visualesacompañados de señales acústicas.

Según la información del manual de mantenimiento, la forma de aparición en el EICASde los mensajes que se registraron en el vuelo de la aeronave EC-IJF es la siguiente:

• Fuego en el núcleo del motor: es un aviso de peligro que irá presentado por laspalabras en color rojo L ENG FIRE en la pantalla del EICAS, se iluminará de formaintermitente el pulsador rojo del aviso principal de peligro («master warning») y segenerará un pitido triple («triple chime») seguido de la campana de fuego.

• Baja presión de aceite: es un aviso de peligro que irá presentado por las palabras encolor rojo L ENG OIL PRESS en la pantalla del EICAS, se iluminará de formaintermitente el pulsador rojo del aviso principal de peligro («master warning») y segenerará un pitido triple («triple chime») seguido de la voz sintética «ENGINE OIL».

• Reversa desbloqueada: es un aviso de precaución que irá presentado por las palabrasen color naranja L REV UNLOCKED en la pantalla del EICAS y se iluminará de formaintermitente el pulsador naranja del aviso principal de precaución («master caution»)y se genera un pitido simple («single chime»).

• Humo en el lavabo: es un aviso de precaución que irá presentado por las palabras encolor naranja SMOKE TOILET en la pantalla del EICAS, se iluminará de formaintermitente el pulsador naranja del aviso principal de precaución (master caution) yse generará un pitido simple («single chime») seguido de la voz sintética «SMOKE».

1.4.8. Aviso «TOO LOW TERRAIN» del EGPWS

El CRJ200 dispone de un sistema de advertencia de proximidad al terreno (EGPWS) quemonitoriza y avisa a la tripulación sobre la condición de vuelo de la aeronave en relacióncon el terreno. Uno de los modos de funcionamiento de este sistema, el modo 4B, seactivó durante la aproximación de la aeronave EC-IJF generando el aviso de «TOO LOWTERRAIN». Este aviso acústico aparece cuando el tren está extendido, los flaps no estánen la configuración de aterrizaje y la aeronave cruza una frontera lineal delimitada entre1.000 y 245 ft por encima de 159 kt. Este aviso puede anularse en cabina pulsando elinterruptor FLAP OVRD.

1.5. Información de registradores de vuelo y ATC

Los datos del registrador de datos de vuelo DFDR (FA2100, P/N 2100-4343-00 y S/N000188834), del registrador de voces en cabina CVR (FA2100, P/N 2100-1020-00 y S/N000187083) y las comunicaciones con los servicios ATC han permitido conocer lasecuencia de eventos ocurridos durante el vuelo. La correlación de datos entre el FDR,CVR y ATC muestra un retraso medio de 7 segundos en las referencias de tiempoproporcionadas por ATC con respecto a las del FDR. Las referencias horarias presentadasen este apartado son las correspondientes a la hora local registrada por ATC.


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Figura 2. Vuelo completo: trayectoria

La duración total del vuelo, desde la puesta en marcha del primer motor hasta suparada, fue de 36 minutos. La figuras 2 y 3 muestran el vuelo completo de la aeronaveEC-IJF. Los primeros 22 minutos (puntos 1 a 5 en figuras 2 y 3) transcurrieron sinincidencias y con un funcionamiento normal de los motores. La aeronave ascendió,solicitó un viraje para evitar una zona de tormentas y continuó en ascenso en rumbo50-60° y una GS media de 250 kt (tramo 5-6 figuras 2 y 3).

A las 22:15:43 h con la aeronave a 23.515 ft de altura, a 248 kt y en ascenso seprodujo el fallo del motor izquierdo (punto 6 en figuras 2 a 5). En ese momento lasrevoluciones N1 del motor izquierdo indicaban el 93,2% y la temperatura ITT era de780 °C. En el momento del despegue, a nivel del mar y potencia de despegue, lasrevoluciones N1 eran de 87,6% y la temperatura ITT era de 790 °C. Los registradoresmuestran lo siguiente tras el fallo:

• Vibraciones de N1 del motor izquierdo a 2,4 mils y aceleración vertical a –1,32 g.• Al segundo se registró el desbloqueo de la reversa en el motor izquierdo y N1

comenzó a disminuir.• A los 3 segundos se registró el aviso de baja presión de aceite en el motor izquierdo

y el flujo de combustible en el motor izquierdo llegó a cero.• A los 4 segundos se activó el aviso de fuego en el lavabo.• A los 7 segundos se activó el aviso de fuego en el motor izquierdo.

22:19:14

Fin aviso ENGINE OIL22:19:58

Reaparición aviso

ENGINE OIL22:21:02

Desconexión piloto

automático22:22:27

Viraje perder altura

cambio a

sector T2

22:17:23 (+100 seg)

Descarga 2ª botella

22:17:01 (+78 seg)

Descarga 1ª botella

22:16:15 (+32 seg)

Emergencia a ATC

22:16:06 (+23 seg)

Inicio procedimiento fuego

motor (corte motor)

22:15:43

FALLO MOTOR IZQUIERDO

23.515 ft en ascenso a 248 kt

(+0 seg) Aumento vibraciones N1 a 2,4MILS

(+1 seg) Disminución de N1 y desbloqueo reversa

(+3 seg) ENGINE OIL y fuel flow a 0 pph

(+4 seg) Aviso fuego en el lavabo

(+7 seg) Fuego motor izquierdo

22:10:41

17.313 ft en ascenso

Autorización a FL300

22:09:42


Inicio tramo recto con rumbo 50°-60° y 250 kt

22:07:18


Viraje para evitar

tormentas

22:03:59

4.150 ft en ascenso

Autorización a FL190

21:53:58

Arranque motor izquierdo

22:01:22

Inicio carrera despegue

22:28:36

Toma de contacto 156 kt flap 20

22:29:27

Parada de aeronave

22:29:44

Evacuación

22:25:30

Fin aviso fuego motor

cambio a

TWR

cambio a

sector T3

cambio a

sector XAL 5

4

3

2

1

13

12

11

10

9

8

7

6

Aeropuerto de

Barcelona


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Figura 3. Vuelo completo: parámetros de vuelo, avisos de fuego, N1, vibración N1 y autopilot

Las figuras 4 y 5 presentan la evolución de los parámetros de motor en el fallo durante1 y 2 minutos, respectivamente.

A los 16 segundos de iniciarse el aviso de fuego (23 segundos después del fallo delmotor), la tripulación inició el procedimiento de fuego del motor con la confirmacióndel motor a cortar. A los 32 segundos se notificó la emergencia a ATC (punto 7 enfiguras 2 a 5), a los 71 segundos de aparecer el aviso de fuego se descargó la primerabotella (punto 8 en figuras 2 y 3) y a los 93 segundos (22 segundos después) la segundabotella.

El trayecto de regreso a Barcelona se produjo con el aviso de fuego en el motorizquierdo (que desapareció tras 9 minutos y 40 segundos), de reversa izquierdadesbloqueada (que se mantuvo todo el vuelo) y de baja presión de aceite en el motorizquierdo (que se desactivó y volvió a activar hasta el aterrizaje).

El piloto automático fue desconectado a 13.583 ft por iniciativa del comandante, a las22:21:02 (punto 10 en figuras 2 y 3) y poco después la aeronave alcanzaba 314 nudosllegando N1 al 30% (entre los puntos 10 y 11 en figuras 2 y 3). Un minuto antes dedesaparecer el aviso de fuego, el copiloto mencionó «left engine shutoff valve close»después de un pitido simple («caution warning»).


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Figura 4. Parámetros de motor durante el fallo: 1 minuto

Figura 5. Parámetros de motor durante el fallo: 2 minutos


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Se registraron 5 avisos de «TOO LOW TERRAIN» entre 172 y 63 ft. La toma de contactose produjo a las 22:28:36 a 156 kt y 20° de flap y se utilizó la reversa derecha a peticióndel comandante. A las 22:29:27 se detuvo la aeronave en la calle de salida rápida GA, seapagó el motor derecho y a las 22:29:44 se inició la evacuación. La evacuación había sidoprevista y comunicada a ATC y a las TCP que prepararon la cabina y el pasaje para ello.

La tabla 1 muestra una transcripción de las comunicaciones entre la tripulación desdela aparición del fallo del motor hasta la finalización del procedimiento de fuego. Losprimeros 23 segundos se oyeron todos los avisos descritos anteriormente así como laidentificación del fallo de reversa por parte del copiloto, piloto a los mandos. No se tieneconstancia en el CVR de comunicación verbal por parte del comandante hasta el iniciodel procedimiento de fuego.

El CVR muestra una continua monitorización del copiloto sobre la altura, velocidad,posición del campo y distancia a nubes durante todo el vuelo de regreso a Barcelona.

Las comunicaciones con los servicios ATC indican que los servicios de controlconcedieron prioridad a la aeronave para su aterrizaje en Barcelona. Las instruccionesque se recibieron por parte del sector T2 fueron largas (una de ellas llegó a durar 14segundos) y con referencias a maniobras VOR-DME. Estas instrucciones de maniobrasVOR-DME coincidieron en cabina con la reaparición del aviso de baja presión de aceite(punto 9 en figura 2 y 3).

Tiempo Origen/desde fallo

Contenidofunción

+0 seg(6 figura 2)

+1 seg

+2 seg La reversa, la reversa, la reversa. COP/PF

+3 seg

+4 seg «SMOKE»

+6 seg La reversa, la reversa, la reversa, la reversa. «SMOKE» COP/PF

+7 seg

+8 seg TRIPLE CHIME

+10 seg La reversa. COP/PF

+12 seg

+15 seg Vale, vale, vale, avión. COP/PF

+18 seg Vale, vale, vale, no pasa nada. COP/PF

+19 seg No, no, no toques eso, no toques eso. COP/PF

+22 seg


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FIRE BELL

RUIDOSINGLE CHIMETRIPLE CHIME

«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»

Tiempo Origen/desde fallo

Contenidofunción

+23 seg Perdón, perdona ¿me confirmas motor derecho lo corto? COP/PF

Córtalo. CTE/PNF

Derecho ¿vale? COP/PF

Córtalo, córtalo. CTE/PNF

+32 seg Barcelona AN8174 declaramos emergencia necesitamos volver inmediatamente(7 figura 2) al campo hemos tenido un fallo en el motor izquierdo. COP/PF

+40 seg ¿Vuelas tú o qué? COP/PF

+40 seg 8174 copiado ¿por qué? ¿Cómo desea volar de nuevo al campo? ATC

+46 seg Pues lo más directo al campo, por favor, AN vector hemos tenido un fallo enel motor. COP/PF

+50 seg Confirmado. CTE/PNF

Confirmado. COP/PF

+53 seg Vale izquierdo confirmado ¿me confirmas? COP/PF

+56 seg (ininteligible) Engine FIRE. COP/PF

¿Vale? COP/PF

Comunica ¿eh? COP/PF

O Gerona. COP/PF

+73 seg Cojo yo el mando. CTE/PF

8174 si puede por su izquierda en rumbo 330. ATC

Vale habla, comunica. COP/PNF

Por la izquierda en rumbo 330 AN 8174. CTE/PF

+78 seg Disparo botella ¿eh? Disparo la botella. COP/PNF(8 figura 2)

8174 autorizado a nivel de vuelo 140, corrección 160. ATC

+87 seg El motor está cortado. El fuel flow está a cero. Para 160 si. COP/PNF

Para 160 AN 8174. Vale ha sido una emergencia, bajo el morro para 140. CTE/PF

+100 seg Disparo la otra botella ¿eh? COP/PNF

Vale ¿se apaga? CTE/PF

Tabla 1. Comunicaciones en cabina: aparición del fallo y procedimiento de fuego

1.6. Investigación sobre el motor

Tras el incidente se pudo observar que se había desprendido un álabe de fan. Eldesprendimiento fue contenido y los restos del álabe se encontraron empotrados en la


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carena del fan. Los capós superior e inferior de fan («upper and lower access cowls»)se habían perdido en vuelo y no se recuperaron.

Había daños cuantiosos por fuego en el compartimento de accesorios, sobre todo en ellado izquierdo en la zona de la bomba y control de combustible. Las líneas decombustible, aceite y eléctricas estaban dañados por el fuego.

La línea de cabeza del sistema de geometría variable (VG head line), que une losactuadores de los álabes de geometría variable con la unidad de control de combustible(MFC), estaba desprendida de ésta y goteaba combustible. El codo rígido de unión dela línea con la MFC estaba instalado 90° girado de su posición correcta.

El bulón izquierdo (posición 9:00) de fijación de la caja de accesorios AGB estabafracturado y la caja colgaba del cable de la fijación secundaria. Las otras dos fijacionesestaban dañadas con un pequeño desplazamiento del bulón derecho (posición 3:00).Los daños producidos en los soportes de la AGB permitieron que la caja se moviera eimpactara con otros elementos del motor. Se había producido una grieta en su carcasacerca de la fijación de la posición 6:00 por donde se observaron depósitos y restos deaceite. En esa zona no se apreciaron indicios de fuego o sobretemperatura.

La válvula de aire («air valve starter») del sistema de arranque del motor estaba separadade su entrada.

El sistema de control de la palanca de potencia presentaba un cierto movimiento. En launión con la MFC se detectó ±1,3° de holgura. Uno de los tres tornillos de sujeción dela caja de transmisión de la palanca de potencia había desaparecido, otro se encontrósuelto pero todavía en su posición y el inferior derecho se encontró instaladocorrectamente.

Se habían fracturado los 84 tornillos de unión del cárter de transición de la turbina dealta a la de baja (HPT transition case to LPT case flange). La mayor parte de los tornillosse encontraron en la parte inferior del núcleo del motor. El análisis metalúrgico de estostornillos indicó que el material cumplía con las especificaciones de diseño y nomostraban indicios de roturas por fatiga o daños previos.

La rotura de estos tornillos había provocado una rotación de todo el módulo de turbinade baja presión (LPT stator case) en sentido contrario al reloj, de acuerdo a la posiciónen que se encontró uno de los drenajes (C sump). Esta primera rotación se produjoinmediatamente después de separarse el álabe del fan y produjo una primeraperforación en las carenas del tubo de escape («exhaust nozzle fairing»). Más adelanteen el tiempo, se volvió a producir un segundo giro de 180° en sentido antihorario delmódulo de baja presión (LPT stator case) que generó la aparición de la segundaperforación diametralmente opuesta a la primera y alineada con la ventana de explosión(«blow out door»).


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Las cuatro salidas de ventilación del compartimento de accesorios presentaban marcasexternas por fuego, siendo los mayores daños (en términos de falta de material) los dela salida situada a las 8:00 que se había perforado. Entre las posiciones 8:00 y 10:00 sehabía producido una brecha en el sello cortafuegos y había marcas de fuego delante ydetrás de él. Los drenajes situados en la parte inferior del capó del motor tenían restosde aceite y carbonilla.

El tubo de escape, salvo algunas decoloraciones, y la turbina de baja presión no teníandaños.

Se comprobó que se había pulsado el botón ENG FIRE PUSH del motor izquierdo y quelas dos botellas extintoras estaban descargadas.

1.6.1. Desprendimiento del álabe del fan

El álabe desprendido del motor izquierdo de la aeronave EC-IJF fue identificado comoel undécimo de un total de 28 que componen el conjunto del fan. El álabe, con P/N6018T30P14 es una pieza de vida limitada a 18.000 ciclos (CSN). El que falló, con S/NMAE35246, fue fabricado por Teleflex (Méjico) en junio de 2002 e instalado en el motoren su fabricación, por lo que contaba en el momento del incidente con los mismos ciclos(8.899 CSN) que el motor. Junto con Teleflex, existen otros tres fabricantes de álabespara los motores CF34-1 y CF34-3 de GE. De los 28 álabes de fan de este motor, 26fueron fabricados por Teleflex y 2 por otro proveedor.

El desprendimiento del álabe se había producido por la rotura de las orejetas que lomantienen unido al disco del fan (figura 6) a causa de una grieta de fatiga («dwell-timefatigue»). El punto de origen se encontró en la orejeta intermedia y desde ahí se habíapropagado por fatiga. Además, las orejetas delantera y trasera presentaban roturas porsobrecargas a tracción. El trozo principal del perno fracturado, que se recogió incrustado enel carenado, mostraba rotura por cizalladura sin evidencias de fatiga ni defectos de material.

Los análisis metalúrgicos y fractográficos permitieron detectar en las superficies deltaladro de la orejeta intermedia, la presencia de defectos en la metalografía y en la forjade la pieza que disminuían sus propiedades de resistencia a la fatiga. Se observaron, enconcreto, franjas extensas de «colonias alfa2 alineadas» cuyos granos estaban orientadosde forma desfavorable al principal eje de esfuerzos. En el álabe desprendido, la presenciade estas colonias había dado origen a la incubación de las grietas de fatiga. Lacomposición del material con el que estaba fabricado el álabe cumplía con lasespecificaciones de diseño y no mostraba enriquecimiento con oxígeno o nitrógeno.


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2 El titanio a baja temperatura presenta una estructura cristalina hexagonal compacta, llamada alfa o fase alfa.Dependiendo del proceso térmico y mecánico de fabricación de la aleación, la orientación de los granos alfa puedeser más o menos aleatoria. Cuando en una región los granos alfa tienen una orientación similar, a esta región sela conoce como colonia alfa. El tamaño y alineación de las colonias es muy importante porque afecta a lascaracterísticas del material de tal forma que cuanto más pequeñas y menos alineadas estén las colonias, mejor esel comportamiento del material. El proceso de fabricación es el que modifica el tamaño de estas colonias.

Figura 6. Álabe número 11 desprendido

Para la fabricación de los álabes, en general, se parte de trozos de barras de laminadoso desbastes de titanio de sección entre 2 y 3,5 pulgadas de anchura. Durante la revisiónde los procesos de fabricación de los álabes, de los cuatro suministradores de GeneralElectric, se comprobó que el fabricante Teleflex utilizaba materia prima del mayorcalibre, que usaba las temperaturas de forja más altas (con unas diferencias de hasta37,7 °C respecto de otros fabricantes) y que la composición química del materialmostraba los contenidos de aluminio más elevados.

Para la detección de álabes que pudieran estar afectados, se necesita hacer ensayosdestructivos en los que hay que seccionar el álabe.

En la misma zona de inicio de la grieta se detectó la presencia de una capa en la queel grano estaba deformado y que General Electric atribuyó a un defecto de afilado delas herramientas utilizadas. Se comprobó que en los procesos de mecanización yescariado de los taladros de las orejetas no estaba especificada la periodicidad de lasustitución de las herramientas con las que se realizaba ese trabajo.

1.6.2. Desprendimiento de la línea de cabeza de la geometría variable (VG head line)

La línea de cabeza de la geometría variable es una manguera flexible de combustibleque se une a la unidad de control de combustible (MFC) a través de un codo rígido.Este codo estaba instalado en una posición errónea. Su posición teórica era vertical hacia


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abajo y sin embargo se encontró orientado radialmente hacia fuera del motor. Losesquemas de los manuales de mantenimiento e IPC muestran un trazado de esta líneaen su posición teórica correcta aunque en los textos correspondientes no se especificanada al respecto.

En cuanto a las fijaciones de la línea en su recorrido por el costado del motor se observóque faltaba una brida. Dicha brida figura en los IPC CF45-3B IPC SEI 779 Rev 35 y CF34-3B1 IPC SEI775 Rev 39 pero no en los dibujos de fabricación CF 34-3B/B1 enginedrawing 6089T11. Este error fue subsanado tras detectarse a raíz del incidente.

Por otro lado se hizo constar que el codo estaba firmemente apretado a la MFC, lo queevidencia que fue instalada en esa exacta posición y hace rechazar cualquier hipótesis deque se hubiera movido en el propio evento por la acción de un tirón de la manguera. Nose descubrieron otros defectos como marcas, ovalizaciones o deformaciones del propiocodo indicativas de una situación de tracción de la manguera. La manguera flexibletampoco mostraba ningún signo de haber estado sometida a tracción, torsión o flexión.

Se realizaron ensayos por General Electric en Smith Tubular Systems con objeto dereproducir las condiciones de desprendimiento de la línea de cabeza. Se probó lamanguera a tracción mecánica y en una situación de sobrepresión interna delcombustible. Las pruebas de tracción no fueron concluyentes en cuanto al origen delfallo de la manguera. Las mangueras eran capaces de absorber una tracciónconsiderable sin romperse y sin que se produjeran fugas, pero esas solicitaciones eranestáticas y podían no representar las cargas de choque del evento. Se descartó eldesprendimiento de la manguera por una sobrepresión interna de combustible ya quetrabaja normalmente a una presión muy inferior a la que es capaz de soportar. Laprueba de presión de la manguera es una prueba estática. General Electric mantieneque la causa más probable del fallo de la línea fue una carga repentina (shock impactload) que arrancó la manguera y su collarín del codo dañando sólo la tubería internade teflón y que fue el origen del fuego.

Las conclusiones del laboratorio de materiales del NTSB es que la manguera sedesprendió del codo por haber estado sometida a un fuego previo que produjo eldebilitamiento por calor de la camisa interna de teflón o collarín y que permitió suseparación bajo cargas mínimas.

1.7. Información sobre organización y gestión

1.7.1. Procedimiento de fuego en un motor

El Manual de Vuelo de la aeronave incluye el procedimiento a seguir en el caso deproducirse en vuelo fuego en un motor. El procedimiento incluye 6 pasos que latripulación debe saber de memoria (memory items) y que debe ejecutar inmediatamente


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con una altura suficiente. Un séptimo y último punto del procedimiento enlaza con elprocedimiento de «parada de un motor en vuelo» (incluido en el Anexo II). Elprocedimiento de parada de motor en vuelo, en caso de fallo de motor, termina conuna llamada al procedimiento de «aproximación y aterrizaje con un solo motor»(incluido en el Anexo II).

L or R ENG FIRE or Severe Engine Damage (In Flight)

(7) Single Engine Procedures In-Flight Engine Shutdown ............................ Accomplish

La ejecución de este procedimiento tiene como objetivo detener el suministro decombustible del motor a los inyectores y detener el flujo de combustible al motor y, sifuese necesario, descargar productos extintores al compartimento anterior del núcleo delmotor (zona A). El corte del combustible se consigue de dos maneras, por un lado,actuando sobre la unidad de control de combustible (MFC) a través de la palanca depotencia y, por otro, cerrando la línea de alimentación desde los tanques al motor. Lapalanca de potencia sobre la que actúa la tripulación está conectada mediante cables ala caja de transmisión de la palanca de potencia, situada encima del motor, y desde ésta,mediante una varilla, a la MFC. El ajuste entre estos elementos para las funciones deralentí, máxima potencia, empuje de reversa y corte del combustible, permite que cuandodesde cabina la palanca de potencia se coloque en la posición de SHUT OFF (paso 2 delprocedimiento), este movimiento se transmita hasta la unidad de control de combustibley no permita el suministro de combusitble a los inyectores. El segundo modo de cortarel acceso de combustible al motor es mediante las válvulas de corte (SOV) que, situadasen el cajón central entre los planos, interrumpen el suministro de combustible desde lostanques antes de la entrada al motor. Estas válvulas están controladas desde cabina através del interruptor ENGINE FIRE PUSH (paso 3 del procedimiento).

1.7.2. Pautas de actuación en situaciones de emergencia

El Manual de Referencia del Piloto (PRH) de la compañía define, entre otras, lassiguientes pautas generales de actuación en situaciones anormales y de emergencia(capítulo 2.2.A y 2.2.D):

At a safe altitude, affected engine:

(1) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and IDLE(2) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and SHUT OFF(3) ENG FIRE PUSH switch .......................................................................... Confirm and select(4) FUEL BOOST PUMP switch .................................................................... Confirm and off

After 10 seconds and fire warning persists:

(5) Affected engine BOTTLE switch ............................................................ Select, to discharge

After another 30 seconds and fire warning still persists:

(6) Other engine BOTTLE switch ................................................................ Select, to discharge


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• Tras producirse un fallo de motor en vuelo, el piloto a los mandos (PF) debe centrarseen volar la aeronave y llevar las comunicaciones y el piloto no a los mandos (PNF)debe ejecutar las listas de emergencia.

• La naturaleza del fallo debe ser identificada claramente por cualquiera de los pilotos.• La secuencia a seguir en la ejecución del procedimiento comienza por los puntos

memorizados (memory ítems) que deben realizarse de forma inmediata sin recurrir ala lectura de las listas de chequeo. A continuación se deben ejecutar las listas dechequeo de operación anormal o de emergencia del manual de referencia rápida. Porúltimo, las listas de chequeo normales.

• Es esencial la confirmación cruzada, y una estricta disciplina y coordinación entre latripulación.

• Se debe conectar el piloto automático tan pronto como sea posible siempre que laaltitud sea superior a 600 ft sobre el terreno.

La notificación de una situación de socorro a los servicios de control debe realizarse,según establece el Reglamento de la Circulación Aérea (apartados 10.5.3.1.1, 10.5.3.1.2y 10.5.3.2.1.1), mediante la utilización del término «mayday», preferiblemente tresveces, encabezando la comunicación.

1.8. Información adicional

1.8.1. Declaraciones

En su declaración el comandante indicó que cuando se hicieron cargo de la aeronave,la tripulación previa, con la que coincidieron personalmente, no les informó de quehubiera ningún problema técnico. Tras el despegue, los primeros 15 minutos de vuelotranscurrieron con normalidad. Se encontraban en una zona con una atmósferaestable sin turbulencia y volaban con el piloto automático, seleccionado en el lado delcopiloto. Sin previo aviso, se produjo una explosión acompañada de vibracionesfuertes y rítmicas. Inmediatamente después se les encendió el aviso de despliegue dela reversa y fuego en el motor izquierdo. Ni el comandante ni el copiloto recuerdancon total seguridad que la posición de la palanca de potencia del motor izquierdoestuviese en IDLE ni que retrasaran la palanca de potencia desde IDLE a SHUTOFF.Respecto al aviso de la reversa, no notó ningún movimiento de guiñada, por lo queconsideró que no correspondía a un despliegue real. Se centraron en el aviso de fuegoy descargaron las dos botellas. Sin embargo, el aviso de fuego no desapareció y semantuvo encendido hasta segundos antes de aterrizar. En una declaración posterior,el comandante aclaró que cuando apareció el aviso de fuego, colocó la mano sobrela palanca de gases del motor derecho para protegerlo y evitar posibles actuacionessobre el motor «sano».

Cuando ocurrió la emergencia, el copiloto era el piloto a los mandos pero decidió tomarlos mandos de la aeronave y desconectar el piloto automático. La meteorología durante


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el trayecto de regreso a Barcelona fue buena y tenían a la vista las luces del aeropuerto.No intentaron ningún reencendido del motor.

Tras el aterrizaje, y teniendo en cuenta que el aviso de fuego había desaparecido,decidió no detener el avión en la pista y realizar la evacuación en la calle de rodaje GA.Los servicios de extinción de incendios ya estaban esperando y cuando salió de laaeronave se estaba aplicando espuma ignífuga al motor.

La declaración y entrevista al copiloto no aportó datos adicionales. Ambos, comandantey copiloto, coincidieron en que las instrucciones de ATC no respondieron a susexpectativas de obtener vectores, sino que por el contrario, fueron largas y conreferencias a maniobras estándar.

1.8.2. Casos similares de desprendimiento de álabes del fan

El incidente de la aeronave EC-IJF fue el primer caso de desprendimiento de un álabedel fan en un motor CF34-1/-3. El segundo caso se produjo el 24 de mayo de 2007. Elálabe desprendido había sido fabricado por Teleflex y tenía 4.717 ciclos y 5.845 h deoperación. La aeronave con matrícula N933EV era de la compañía Atlantic SoutheastAirlines y volaba desde Siracusa a Atlanta, a 23.000 ft, cuando la tripulación notó unaexplosión y vibraciones en el motor derecho. Apagaron el motor, declararon emergenciay aterrizaron con un solo motor sin incidencias. El desprendimiento del álabe fuecontenido y no se produjo fuego. Se desprendieron los capós superior e inferior demotor y se separó la unión del cárter de transición de la turbina de alta con la de baja.

1.8.3. Recomendaciones emitidas por el NTSB

Como consecuencia de las investigaciones de los incidentes ocurridos a las aeronavesEC-IJF y N933EV, el organismo de investigación de accidentes americano NTSB (NationalTransportation Safety Board) emitió con fecha del 5 de marzo de 2008 sieterecomendaciones de seguridad (anexo I).

La autoridad de aviación civil americana, FAA (Federal Aviation Administration) emitiólas Directivas de Aeronavegabilidad 2009-24-11 y 2010-01-04 para la inspección de losálabes del fan y de la instalación de la línea de cabeza de la geometría variable de losmotores CF34-1A, CF34-3A y CF34-3B.

Como resultado de sus investigaciones internas y teniendo en cuenta las inspeccionesrealizadas a sus suministradores, General Electric adoptó medidas dirigidas a reducir elcontenido de aluminio en el material con el que se fabrican los álabes y a controlar eldesgaste y reemplazo de las herramientas con las que se realizan las orejetas que unenel álabe al disco del fan.


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2. ANÁLISIS

En vuelo con destino a Basilea y después de 22 minutos de operación y 14 minutos devuelo, el motor izquierdo CF34-3B1 de la aeronave EC-IJF sufrió un fallo general deforma repentina e inesperada. Se desprendió un álabe del fan y produjo la separacióny rotación del módulo de turbina de baja presión entre otros daños secundarios. Elmotor se incendió y el fuego, no contenido por los capós y carenas, se mantuvo envuelo durante 9 minutos y 40 segundos hasta que se apagó tres minutos antes delaterrizaje.

2.1. Aspectos técnicos del fallo del motor izquierdo

2.1.1. Descripción del probable mecanismo de fallo

Se ha establecido la siguiente secuencia probable de aparición de roturas en el motor:

• Aparición del fallo:

— Rotura del álabe.— Vibraciones que afectaron a los capós del fan y al desbloqueo de reversa (+1

segundo).

• Inmediatamente después del fallo:

— Rotura de los 84 tornillos y primer giro del módulo de LPT y elementos asociados.Rotura de líneas de aceite.

— Daños en la AGB y en los tornillos de sujeción de la caja de transmisión de lapalanca de potencia («throttle gearbox»).

— Pérdida de aceite (+3 segundos).

• Incendio (+7 segundos) y rotura de la línea de cabeza de la geometría variable (VGhead line).

• Segundo giro del módulo de LPT.

Aparición del fallo

El fallo general del motor se inició con el desprendimiento del álabe número 11 del fandebido a una grieta de fatiga («dwell time fatigue»). Esta separación provocó unimportante desequilibrio másico que produjeron vibraciones altas de N1.

Estas vibraciones causaron el desprendimiento de los capós de fan y afectaron a losinterruptores de desblocaje y despliegue de la reversa. Apareció en el EICAS el aviso de


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reversa desblocada al segundo, sin que llegara a desplegarse en ningún momento (elavión no guiñó ni generó ningún aviso de reversa desplegada). Es posible que lasvibraciones forzadas por el motor se transmitieran a la cabina del avión y afectaran aldetector de humo del lavabo, que disparó la alarma, y a los acelerómetros en pozo detren que marcaron –1,32 g.

Inmediatamente después del fallo

La pérdida de revoluciones del eje de baja, conservando todavía el de alta su inercia,provocó el «stall» del compresor y el bloqueo del flujo en la turbina de baja. El aumentode presión delante de los álabes guía del primer escalón de la turbina de baja hizoreventar el motor rompiendo los 84 tornillos de la unión del cárter de transición, esdecir, como una reacción a la parada instantánea del fan en el momento en que el álabese desprendió. El rotor de la turbina de baja gira entre los estatores de baja que sonsolidarios al cárter de la turbina de baja, la tobera de salida y su carenado. Por eso, unavez rotos los tornillos de unión, como reacción a los gases que pasaban por el rotor debaja, el cárter de la turbina de baja y la tobera de salida giraron en sentido antihorario.En este giro se fracturó la línea de suministro de aceite de los cojinetes 6 y 7.

La caja de accesorios se vio afectada también por las vibraciones producidas tras larotura del fan. Sus soportes sufrieron daños estructurales, se produjo una grieta por laque se perdió aceite y además la caja entera sufrió un desplazamiento de su posición.El desequilibrio en el fan y el desplazamiento de la AGB pudieron afectar al asiento dela caja de la palanca de potencia. La holgura en el asiento de la caja de transmisión dela palanca de potencia pudo modificar la posición de los topes de la palanca de potenciay afectar a la capacidad de corte de combustible al motor.

Las pérdidas de aceite a través de la rotura de la caja de accesorios y la separación delas líneas de suministro de los cojinetes 6 y 7 activaron el aviso en cabina de baja presiónde aceite a los 3 segundos.

Incendio y rotura de la VG head line

Después de la rotura de la caja de accesorios y del primer giro del módulo de la turbinade baja presión se inició un incendio en el compartimento anterior del núcleo del motor.Este incendio generó un aviso de fuego a los 7 segundos de la rotura del álabe. La zonade mayor intensidad del incendio fue la del costado izquierdo del motor entre las 6:00y las 8:00. No se ha podido determinar con exactitud el origen del fuego debido a laintensidad de los daños producidos después de más de 9 minutos de duración.

Una vez iniciado el fuego, el aumento de la presión interna en el compartimento aumentóhasta abrir la ventana de explosión. El fuego abrió una brecha en el sello del mamparo


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cortafuegos por la que pasó hacia el compartimento trasero y, como consecuencia, seprodujo la primera perforación en la carena del tubo de escape (figura 1).

Como uno de los factores de influencia en el incendio se encuentra el hecho de que lalínea VG head line se desprendió de la unidad de control de combustible expulsandocombustible justo en la zona principal del incendio. A este respecto, existen diferentesopiniones sobre si el desprendimiento de esta línea fue el origen del fuego o contribuyóa un fuego ya existente.

Desde el punto de vista de General Electric, la rotura de la manguera fue el origen delfuego y se produjo por un tirón repentino de la manguera al desplazarse la MFC arrastradapor el desplazamiento de la AGB. La diferente posición de montaje del codo y la ausenciade una brida de fijación habrían ocasionado la reducción de la holgura de la mangueraprevista en diseño. Sin embargo, no se han encontrado indicios de daños por esfuerzosmecánicos ni en la manguera ni en el codo que avalen un posible fallo inicial de lamanguera a tracción, salvo unas alusiones a los efectos de unas cargas repentinas («shockimpact load») distintos de los que cabe esperar de la aplicación de cargas estáticas.

Por otra parte, los daños en la camisa interna de teflón o collarín de la manguera sonel resultado de un sobrecalentamiento de la misma. Esto indica que el desprendimientode la línea VG head line se produjo después de declararse el incendio, y contribuyó almismo, pero no fue origen del mismo. En este sentido, la corriente de aire derefrigeración dentro del compartimento arrastraría las llamas hacia atrás y el punto dealimentación del incendio debería estar en una zona más adelantada y más baja que enla que se encuentra el codo de la VG head line.

En definitiva, se considera que la causa más probable del desprendimiento de la líneaVG head line fue un sobrecalentamiento por haber estado sometida a un fuego previoque se generó y desarrolló en 7 segundos y del que se desconoce el punto de origen.Se descarta que el mal montaje del codo y la manguera de la VG head line hubiesensido la causa del desprendimiento de dicha línea.

Segundo giro del módulo de LPT

En último lugar, se produjo una segunda rotación del módulo de LPT y la carena de latobera de escape de 180° en sentido antihorario, quedando en la posición en la que seencontró tras el incidente. Este segundo giro se produjo, al igual que el primero, comoreacción al giro del rotor de la turbina de baja y probablemente tuvo lugar cuando elmotor se revolucionó tras la desconexión del piloto automático (N1 cercano al 30% yvelocidad de 314 kt) con el picado de la aeronave aproximadamente 7 minutos despuésdel fallo. Cuando se produjo este giro, el fuego seguía establecido en el compartimentoposterior del motor y produjo la segunda perforación en la carena del tubo de escapealineada con la ventana de explosión (figura 1).


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2.1.2. Declaración del fuego

La característica del fuego fue, a demás de su virulencia, su larga duración (9 minutosy 40 segundos). Los registros muestran que en menos de 3 segundos se habíaderramado gran parte del aceite del sistema, que contenía unos seis o siete litros, y queen 7 segundos el fuego estaba establecido, con temperaturas que hicieron saltar lasalarmas de fuego.

Para que se produjera fuego se necesitaba aire, materia combustible y un foco calientede ignición. El aire era en principio el aire de refrigeración del compartimento de motory el material combustible el aceite derramado y el keroseno. Probablemente las roturasque desde un primer momento se produjeron en el motor, produjeron fugas de materialcombustible que se remansaron en los capós y carenas y que el giro del módulo de bajapresión impidió su drenaje al exterior. La inflamación se produciría al contacto consuperficies calientes (250 °C o superior) del cárter en la zona de combustión o,alternativamente, por contacto de la neblina de keroseno pulverizado con gasescalientes, fuera del tubo de escape.

Una vez iniciado el fuego, las medidas para combatirlo a través del procedimiento defuego en el motor no fueron eficaces ya que no se extinguió hasta después de 9minutos. Según se identifica en el CVR, a los 16 segundos después de saltar la alarmade fuego (23 segundos desde la aparición del fallo) se procedió al corte del motor. Enel FDR no se observó ninguna modificación en el caudal de combustible ya que era nulodesde los 3 segundos después de la rotura del álabe, con lo que no se tiene ningúnotro medio de comprobar que efectivamente se llevó a cabo el corte del motor. Ladeclaración de la tripulación tampoco confirma el corte del combustible al motor en losprimeros momentos ya que no recuerdan haber retrasado la palanca de potencia ni laposición de ésta cuando apareció la emergencia. Con la palanca en IDLE el flujo decombustible es mínimo de tal forma que el valor indicado es de 0 pph, es posible quela tripulación pudiera ver el flujo de combustible a 0 y pensar que la palanca estaba enla posición de corte del motor. Los daños estructurales que se produjeron desde unprimer momento afectaron a la integridad de la caja de transmisión de la palanca depotencia por lo que existe la posibilidad de que aunque el motor se cortara en cabina,esta acción no se hiciera efectiva en el motor. A los 43, 46 y 49 segundos de la alarmade fuego se oyen en cabina conversaciones que hacen referencia a las tareas (3) y (4)del procedimiento pero sin poder confirmarlo completamente. La siguiente acciónconstatada para combatir el fuego y que debió asegurar el corte de combustible fue alos 71 segundos (78 desde el fallo) en el que se anunció la descarga de la primerabotella y para lo cual la válvula de corte en los planos (SOV) se cierra. Esto supone unperiodo de tiempo entre 16 y 71 segundos después de saltar la alarma de fuego en losque no se asegura que no existiera suministro de combustible al motor. Hay que señalarque el copiloto informó del cierre de la SOV un minuto antes de desaparecer el avisode fuego, es decir, más de 9 minutos después del inicio del fuego y mucho más tardede la descarga de las botellas con las que esta válvula se cierra.


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Además de las brechas producidas por el fuego y los daños estructurales en el motor,se considera la posibilidad de que el corte de combustible desde cabina no se hiciesede forma efectiva en los primeros momentos del evento, permitiendo que el fuego semantuviese activo hasta 3 minutos antes del aterrizaje.

2.1.3. Análisis de los fallos de material y recomendaciones emitidas

Desprendimiento de un álabe de fan. Se trata de un fallo previsto en la certificación delmotor que según la normativa debe ser contenido, como ocurrió en este caso, por lascarcasas y carenas del motor. Las investigaciones de General Electric han demostrado laincidencia de los procesos de fabricación de un determinado fabricante en ladisminución de las propiedades de resistencia a la fatiga («dwell-time fatigue») de unacierta población de álabes.

Como la detección de los álabes afectados por estos defectos de fabricación requiere larealización de ensayos destructivos, han sido emitidas dos recomendaciones deseguridad por el NTSB (A-08-04 y A-08-05) con objeto de mejorar la seguridad.

Daños que afectan a la integridad de la palanca de potencia. Existe la posibilidad deque la palanca de potencia del avión no fuera eficaz en la acción de cerrar el paso decombustible en el motor, a causa de la holgura que adquirió la caja de transmisión dela palanca de potencia. La consecuencia de este fallo sería la prolongación en el tiempode una fuga de combustible. El NTSB ya ha emitido las recomendaciones A-08-03 y A-08-09.

Daños en la fijación e integridad de la caja de accesorios. Estaba prevista por diseño lafrangibilidad de los bulones de montaje de la caja de accesorios, por lo que no espreocupante, en sí, la rotura de uno de ellos y el fallo parcial de otro. Sin embargo, lasujeción secundaria no evitó que se produjera el agrietamiento de la carcasa de esa cajapermitiendo la salida de un aceite eventualmente inflamable.

Rotura de una manguera de combustible del sistema de geometría variable. Se consideraque la causa más probable de la rotura de esta línea fue un debilitamiento de la mismapor haber estado sometida al fuego que se declaró en el compartimento anterior delmotor. Como consecuencia de la investigación se detectaron fallos en las instruccionesde montaje de dicha línea que han sido contempladas en las recomendaciones del NTSBA-08-07 y A-08-08.

Desprendimiento en vuelo y caída de los capós de fan. Como el fallo del motor seprodujo sobrevolando el Mediterráneo, la caída de las dos piezas voluminosas de loscapós no tuvo consecuencias sobre la seguridad. Si bien es cierto que si esto hubieseocurrido sobre áreas pobladas hubiese podido tener consecuencias más graves, el riesgode daños a otras personas aparte de la aeronave es mínimo.


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Fallo en la extinción del fuego. Las llamas no estuvieron contenidas por los capós delmotor pero no afectaron a los soportes del motor ni a la célula del avión. La descargade las dos botellas extintoras no logró la extinción del fuego declarado en elcompartimento de accesorios del motor. En este caso, con fugas de combustible y aceitey grandes boquetes abiertos por el propio fuego en los capós, era imposible contenerel fuego debido a la dispersión de los agentes ignífugos.

Desbloqueo de la reversa. El aviso de reversa izquierda desblocada se debió a los dañoscausados por el desprendimiento de los capós de fan en los microinterruptores con elsistema.

Avisos y alarmas. Se presentaron numerosos avisos acústicos y luminosos a la tripulaciónen el desarrollo de la emergencia. De ellos, respondieron a la realidad de lo que estabaocurriendo en el motor izquierdo, los de reversa desblocada, baja presión de aceite yfuego en el motor. El aviso de humo en el lavabo fue el único que no se correspondiócon la realidad.

2.2. Aspectos relacionados con la tripulación técnica

La situación a la que se enfrentó la tripulación fue compleja por la acumulación ypersistencia de avisos en cabina. En 7 segundos, y sin ningún tipo de indicio previo,aparecieron avisos relacionados con la reversa, aceite y fuego en el motor izquierdo ydurante más de 9 minutos el fuego se mantuvo en vuelo. A pesar de laspuntualizaciones que se explican a continuación, la resolución de todas las emergenciasfue satisfactoria y sin consecuencias para el pasaje.

Los 22 primeros segundos, con unos avisos superponiéndose a otros, se oyó al copilotoidentificar el fallo de la reversa e indicarle al comandante que no tocara la palanca depotencia del motor derecho, según aclaraciones posteriores. El comandante, a pesar deno realizar ninguna comunicación verbal durante la aparición de la emergencia, estabatomando medidas para proteger el motor «sano». Esta iniciativa de salvaguardar con lamano la palanca se puede considerar como una buena práctica preventiva, pero al noresponder a ninguna de las directrices del operador desconcertó al copiloto que, por elcontrario, pensó que iba a cortarlo.

Inmediatamente después de acallar los avisos el copiloto inició el procedimiento defuego, que sería ejecutado por él. Habían transcurrido 23 segundos desde el fallogeneral y 16 desde la aparición del aviso de fuego. Si bien no hubo identificación verbalde la naturaleza de la emergencia ni del procedimiento que iban a iniciar, se priorizarony valoraron adecuadamente, tanto por el comandante como por el copiloto, lasemergencias y, a pesar de una serie de confirmaciones erróneas sobre el motor a cortar,las acciones se realizaron sobre el motor correcto.


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El copiloto, a los mandos en ese momento, además de iniciar el procedimiento deemergencia llevó las comunicaciones con ATC. Esta sobrecarga de tareas inicial llevó aun cambio de funciones durante el procedimiento de emergencia en que el piloto a losmandos pasó a ser el comandante. Durante el vuelo se volvería a producir un traspasode funciones en lo que a las comunicaciones se refiere, pasando del comandante alcopiloto en varias ocasiones. Teniendo en cuenta el reparto de funciones que establecela compañía en este tipo de situaciones, el copiloto debería haberse centrado en volary llevar las comunicaciones mientras que el comandante se habría encargado decombatir la emergencia.

La desconexión del piloto automático no se considera una práctica adecuada en estassituaciones. Por el contrario, la utilización de automatismos, como el piloto automático,se recomienda en las emergencias.

La aparición de los avisos de «TOO LOW TERRAIN» indica que el punto (5) delprocedimiento de aterrizaje con un solo motor no se ejecutó. Las condiciones devisibilidad eran buenas por lo que ninguno de los dos pilotos tomó ninguna acción nicomentó nada. En otras condiciones más desfavorables, este aviso hubiese llevado a unamaniobra de aproximación frustrada que hubiese resultado innecesaria.

De menor importancia, y en cuanto a la notificación de la emergencia, no se utilizó eltérmino «mayday» que establece el Reglamento de la Circulación Aérea. En este casono tuvo ninguna consecuencia ya que se les dio prioridad para el aterrizaje, pero enotras circunstancias como aeropuertos y tripulaciones extranjeros o con mayor tráfico,pudiese no haber quedado tan claro para el resto de aeronaves la prioridad que requeríasu situación. La decisión de regresar a Barcelona se considera adecuada dada laproximidad en distancia (era el aeropuerto más cercano aunque con poca diferencia) ylos medios y capacidades de este aeropuerto con respecto al resto.

La coordinación e información proporcionada a las TCP y a ATC sobre la evacuación fuecompleta y precisa, insistiendo sobre el lado de la evacuación.

El vuelo del incidente era el primero del día por lo que no se contempla el cansanciocomo un factor a tener en cuenta en la actuación de la tripulación técnica.

2.3. Aspectos relacionados con el servicio ATC

Cuando ocurrió el fallo del motor, la aeronave estaba en comunicación con ATC en unafrecuencia en la que notificó inmediatamente su situación de emergencia.

El servicio ATC fue rápido y eficaz en proporcionar y confirmar un rumbo de vuelta, quellevaba a la aeronave directamente al aeropuerto de Barcelona, en una aproximaciónlarga directa y despejó el área de aproximación de otros tráficos concediendo prioridad


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absoluta al vuelo en emergencia. Sin embargo, desde el punto de vista de la tripulación,y con la aeronave a demasiada altura y con procedimientos que realizar, las instruccionesde ATC haciendo referencia a maniobras VOR-DME fueron en algún momentodemasiado largas (hasta 14 segundos) y contribuyeron a aumentar el nerviosismo de latripulación, que requería vectores. En estas situaciones, la carga de trabajo en cabina devuelo requiere instrucciones de control cortas y concisas.

La movilización de los servicios de emergencia en el aeropuerto de Barcelona fuecoordinada por ATC correctamente sin producirse demoras en la atención de laaeronave tras su aterrizaje.

3. CONCLUSIÓN

3.1. Conclusiones

• La aeronave contaba con todos los certificados y licencias válidas y en vigor.• A los 14 minutos después del despegue de Barcelona se produjo el desprendimiento

del álabe número 11 del fan del motor izquierdo.• Se produjo un fuego en vuelo que, a pesar de la descarga de las dos botellas

extintoras, duró durante 9 minutos y 40 segundos y se extinguió 3 minutos antes dela toma de contacto.

• El fuego se inició en el compartimento de accesorios del motor y se extendió a travésdel sello del mamparo cortafuegos hacia el compartimento posterior bajo la carenade tubo de escape.

• Las llamas abrieron dos grandes brechas en la carena de tubo de escape, dañaron lajunta del mamparo cortafuegos y produjeron otras perforaciones en el capó superiorde motor.

• El fuego no se transmitió al resto del avión.• Los factores meteorológicos no fueron de influencia en el incidente.

Motor

• La separación del álabe se produjo por una disminución en las propiedades deresistencia a la fatiga («dwell-time fatigue») en la orejeta intermedia sobre la que sealoja el perno de unión del álabe a su disco.

• La disminución de las propiedades de resistencia a la fatiga se debió a la existenciade franjas de colonias alfa alineadas desfavorablemente en la estructura de titanio, apartir de las cuales la fractura se propagó por fatiga de bajos ciclos.

• El desprendimiento del álabe fue contenido en el cárter del fan. El importantedesequilibrio en el fan originó diversos eventos secundarios:

— Fractura de los 84 tornillos de unión del cárter de transición de la turbina de altaa la de baja («HPT transition case to LPT case flange»).


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— Rotación y separación del modulo de LPT y todos sus elementos asociados.— Separación de la manguera de combustible de la línea de cabeza de la geometría

variable («VG head line») en su unión a la MFC.— Desprendimiento y agrietamiento de la caja de accesorios.— Holguras en la caja de transmisión de la palanca de potencia.— Desprendimiento y caída de los capós de fan.— Desbloqueo de la reversa.

• Aunque sin efecto sobre el fallo, se descubrió un error de montaje del codo rígidoque une la manguera flexible de la línea de cabeza de la geometría variable («VGhead line») a la unidad de control de combustible (MFC) que puso de manifiestodiversas incongruencias en los documentos de montaje de esa pieza.

Tripulación

• Todos los miembros de la tripulación contaban con todas licencias y certificadosválidos y en vigor.

• Comandante y copiloto llevaban volando los tres días anteriores al del incidente, yeste vuelo era el primero que realizaban ese día.

• La valoración y priorización de los avisos en cabina se realizó de forma correcta yrápida.

• El procedimiento de fuego de motor en vuelo se inició a los 16 segundos de aparecerel aviso de fuego. La descarga de la primera botella extintora se produjo a los 71segundos.

• La distribución de funciones en la emergencia entre los miembros de la tripulación norespondió a los criterios operacionales del operador.

• La aeronave aterrizó sin problemas, con un solo motor, en la pista 25R de Barcelona.• La evacuación se realizó en la calle de salida rápida GA sin incidencias.

ATC

• ATC desvió los tráficos precedentes y posteriores para dar prioridad en el aterrizaje ala aeronave.

• Los servicios de bomberos fueron alertados y estaban preparados para ayudar a laevacuación.

3.2. Causas

El fallo del motor izquierdo de la aeronave EC-IJF fue causado por el desprendimientode uno de los álabes del fan debido a grietas de fatiga («dwell-time fatigue») iniciadasen áreas con franjas de colonias alfa alineadas desfavorablemente en la microestructrade titanio generadas durante el proceso de fabricación del álabe.


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4. RECOMENDACIONES SOBRE SEGURIDAD

Como consecuencia de las investigaciones de los incidentes ocurridos a las aeronavesEC-IJF y N933EV, el NTSB emitió siete recomendaciones de seguridad en relación condeficiencias de diseño y fabricación detectadas. Las recomendaciones de este informeafectan a los aspectos operacionales del incidente.

La situación a la que se enfrentó la tripulación de la aeronave EC-IJF fue muy críticadebido a la aparición prácticamente simultánea de avisos en cabina y a la persistencia,durante 9 minutos 40 segundos, de un aviso de fuego inextinguido en el motorizquierdo. A pesar de que la resolución de la emergencia fue satisfactoria, el análisis dela actuación de la tripulación ha permitido identificar algunos aspectos relacionados conla gestión de recursos de la tripulación sobre los que se considera necesario emitir unarecomendación de seguridad.

REC 03/10. Se recomienda al operador Air Nostrum que refuerce la formación de sustripulaciones técnicas en los siguientes aspectos:

• Liderazgo y técnicas de toma de decisiones sin precipitación ensituaciones anómalas y de emergencia.

• Reparto de funciones entre miembros de la tripulación en situacionesanómalas y de emergencia.

• Pautas y procedimientos para la identificación, notificación ypriorización de fallos en situaciones anómalas y de emergencia.

• La ejecución rigurosa de los procedimientos en situaciones anómalas yde emergencia para evitar introducir factores de desconcierto en elresto de miembros.

• El uso apropiado del nivel de automatismo en cada situación.• La utilización de terminología estándar en situaciones anómalas y de

emergencia.

ANEXO IRecomendaciones emitidas por el NTSB A

U.S. Federal Aviation Administrationy Transport Canada


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The National Transportation Safety Board recommends that Transport Canada(http://ntsb.gov/Recs/letters/2008/A08_3.pdf):

Require Bombardier to redesign the retention feature of the Canadair Regional Jet-100/-200 aircraft engine throttle gearbox to ensure that it can withstand the loadsgenerated by a fan blade separation or similar event (A-08-03).

The National Transportation Safety Board recommends that the Federal Aviationadministration (http://ntsb.gov//Recs/letters/2008/A08_4_9.pdf):

Require GE Aviation to define a reasonable maximum cycle limit below 4,717 cyclessince new for Teleflex-manufactured CF34-1/-3 fan blades, considering the twofailures and available data, and require that the blades be removed from servicebefore that limit is exceeded (A-08-04).

Require GE Aviation to include dwell time fatigue testing in the CF34-1/-3 fanblade manufacturing process requirements to verify that any modifiedmanufacturing process adequately reduces the possibility of the presence ofaligned alpha colonies in the finished part (A-08-05).

Require GE Aviation to make modifications to the CF34-1/-3 engine design andensure that an engine unbalance event will not cause the engine to catch fire(A-08-06).

Require GE Aviation to revise the CF34-1/-3 engine manual so that it clearlyspecifies the aft actuator rod3 hose elbow orientation and the requirement foradequate slack in the hose (A-08-07).

Require a one-time inspection of the aft actuator rod3 hoses installed on all CF34-1/–3 engines to ensure hose integrity during an unbalance event (A-08-08).

Require that all operators of Bombardier Canadair Regional Jet-100/-200 aircraftincorporate Bombardier’s redesign of the engine throttle gearbox retention asrecommended in Safety Recommendation A-08-03 (A-08-09).

3 Debido a un error de publicación, el texto de la recomendación hace referencia a la «rod hose» cuando deberíadecir «head hose».


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ANEXO IIProcedimientos de parada del motoren vuelo y aproximación y aterrizaje

con un solo motor

IN-FLIGHT ENGINE SHUTDOWN

Accomplish an engine shutdown only when flight conditions permit:

(1) Affected thrust lever ............................................ Confirm and IDLE(2) Affected thrust lever ............................................ Confirm and SHUT OFF(3) 14th STAGE ISOL switch ....................................... OPEN

If engine shutdown was not due to a hydraulic system high temperature condition:

(4) Affected HYDRAULIC B pump .............................. on• If left engine shut down ................................... HYDRAULIC 1 switch ON• If right engine shut down ................................ HYDRAULIC 2 switch ON

(5) Affected FUEL, BOOST PUMP switch .................... Confirm and off(6) ANTI-ICE, LH or RH COWL switch ........................ Affected side OFF(7) APU (if available) (30,000 feet and below) ........... Start(8) APU GEN switch .................................................. ON

(10) Fuel system .......................................................... CheckCrossflow ..................................................................... AUTOQuantity/Balance .......................................................... CHECK

Engine damage is suspected/intentional shutdown:

(11) Land at the nearest suitable airport(12) Single Engine Approach and Landing procedure ... Accomplish

SINGLE ENGINE APPROACH AND LANDING

(1) APU (if available) (30,000 feet and below) ............. Start(2) APU GEN switch .................................................... ON

Below 15,000 feet:

(3) L and R PACKS ...................................................... ON(4) Go-around thrust reference .................................... Set

Airplanes with the EGPWS installed

(5) GRND PROX, FLAP switch ...................................... OVRD

Approach and landing:

(6) Approach and landing flaps ................................... 20(7) Final approach speed ............................................. Not less than Vref (flaps 45º) + 12 KIAS(8) Actual landing distance .......................................... Increase by a factor of 1.25

(25%) for a flaps 20° landingwithout the use of reverse thrust

CAUTION

If required, use remaining thrust reverser carefully upon landing


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INFORME TÉCNICO A-048/2006

LOCALIZACIÓN

Fecha y hora Jueves, 3 de agosto de 2006; 17:15 h local1

Lugar Embalse de Guadalest (Alicante)

DATOS DEL VUELO

Tipo de operación Aviación comercial – Lucha contra incendios

Fase del vuelo Amaraje

INFORME


TRIPULACIÓN

Piloto al mando

Edad 36 años

Licencia Piloto comercial de avión (CPL(A))

Total horas de vuelo 2.645 h

Horas de vuelo en el tipo 60 h

AERONAVE

Matrícula EC-JKI

Tipo y modelo AIR TRACTOR AT-802A

Explotador FAASA

Motores

Tipo y modelo PRATT & WHITNEY PT6A-67AG

Número 1


Tripulación 1

Pasajeros

Otras personas

DAÑOS

Aeronave Importantes


RESUMEN DE DATOS

1 La referencia horaria en este informe es la hora local. Para obtener la hora UTC hay que restar 2 unidades a la local.

Informe técnico A-048/2006

1. INFORMACIÓN SOBRE LOS HECHOS

1.1. Descripción del suceso

El avión despegó del aeropuerto de Valencia para participar en la extinción de unincendio en la zona de Játiva. Durante el vuelo se canceló la misión y se le envió a otroincendio en Sierra Aitana. Según informó el piloto, cuando llegó a la zona contactó conel helicóptero que estaba realizando las labores de coordinación de los medios aéreos ycon los pilotos de otras dos aeronaves que participaban en la extinción, los cuales ledijeron que estaban cargando agua en el embalse de Guadalest porque era cercano allugar del incendio y tenía bastante agua.

Descargó el agua que llevaba y se colocó detrás de los otros aviones. Era la primera vezque operaba en ese embalse, al igual que el piloto que le precedía, aunque este yahabía realizado dos cargas en el transcurso de esa operación momentos antes delaccidente. La carga de agua se realizó intentando imitar lo que hacia el primero de lostres pilotos, desde el noroeste hacia el sureste, es decir, desde la cola del embalse haciala presa, y la separación con la aeronave precedente era tal que, cuando una seencontraba en el tramo final de la aproximación, la aeronave que iba delante iniciabael ascenso. Los tres hicieron la carga de agua de manera manual.

Figura 1. Trayectoria de la aeronave

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Boletín informativo 3/2010 Informe técnico A-048/2006

En el momento en que la aeronave tocó el agua notó una guiñada brusca hacia laderecha, desviándose hacia la orilla, hasta que el flotador derecho se salió del aguaimpactando contra el terreno y rompiéndose. El piloto pudo conducir de nuevo el aviónhacia el interior del embalse, y aumentó los gases con intención de despegar, pero elavión capotó y la hélice impactó contra el agua y se rompió.

El piloto resultó ileso y avisó por radio al helicóptero que estaba coordinando laextinción, el cual le rescató minutos después.

El avión quedó sumergido en posición invertida y apoyado en un talud a la orilla delembalse. Presentaba daños importantes en toda su estructura y se habían desprendidolos dos flotadores. Los mandos de vuelo no estaban dañados y se movían libremente.Los flaps estaban en su posición intermedia. La palanca de gases estaba al máximo y la palanca de apertura de emergencia de las compuertas del depósito de agua estaba en posición vertical, que es su modo habitual de operación . La palanca queaccionaba los timones que van situados en la parte trasera de los flotadores estaba enla posición de timones liberados. Los timones estaban desplegados y no presentabandaños ni rozaduras, pero no había continuidad en el cable que los conectaba a lapalanca al haberse desprendido los flotadores. Las tomas de agua («scoops») estabancerradas y no presentaban deformaciones. El mando que las accionaba estaba en modomanual.

En la orilla por la que se salió el avión se encontraron, además de las huellas, diversosrestos que evidenciaban que, además del flotador derecho, también había impactadocon el terreno la parte inferior del fuselaje y la hélice.

1.2. Información sobre la tripulación

El piloto tenía licencia de piloto comercial de avión (CPLA) en vigor, habilitación de vueloinstrumental (IR), habilitación de clase multimotor (ME piston land), habilitaciónagroforestal y habilitaciones de tipo monomotor turbina Airtractor SET para tierra yanfibio (las tres últimas solo para aeronaves españolas). Su experiencia era 2.645 h, delas cuales 220 eran en el avión AT-802 y de ellas, 60 en el avión AT-802 anfibio. Enabril había recibido dos cursos de entrenamiento recurrente referidos a emergencias ya la actividad agroforestal.


El avión fue fabricado por AIR TRACTOR en 2005 con número de serie 802-A0205. Supeso máximo al despegue era 7.257 kg y llevaba un motor Pratt & Whitney PT6A-67AGcon número de serie PCE RD 0120, y una hélice de cinco palas marca HARZTELL MC-B5MA-3D con número de serie Hub HBA 1361.

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El diseño original de esta aeronave había sido modificado para adaptarlo de aviónterrestre a anfibio y el cambio estaba amparado por un STC cuyo titular es WIPAIRE. Loscambios afectaban también al manual de vuelo del modelo original. Los flotadores estánunidos a la parte inferior del fuselaje por una barra metálica en la parte delantera y poruna estructura metálica triangular en la parte trasera, quedando unidos entre sí porsendas barras y por unos tirantes. Cada flotador aloja en su interior el tren de aterrizaje,compuesto por una rueda delantera y dos traseras.

Las tomas de agua van situadas en laparte inferior de los flotadores, delantede las ruedas traseras del tren. Son dostubos que se despliegan hacia abajo yque permiten la entrada de agua apresión mientras el avión estáavanzando durante la carrera de toma ydespegue. Están conectadas por sendastuberías al depósito que recoge el agua(«hopper»).

La operación de carga de agua se puede realizar en modo automático o en modomanual. Las tomas se abren pulsando un gatillo que hay en la palanca de mando. Si seopera en modo automático, hay que seleccionar previamente en un panel la cantidadque se va a cargar y el sistema hace que las tomas se cierren solas cuando se ha llegadoa dicha cantidad, aunque se mantenga el gatillo pulsado. En modo manual, las tomasse cierran al soltar el gatillo. La operación en modo manual obliga a mirar el panel decarga en el interior de la cabina mientras dura la toma de agua, haciendo que se desvíela vista del exterior mientras el avión realiza el recorrido por el agua.

Si el amaraje se realiza con las tomas de agua abiertas y el contacto con el agua no esperfectamente simétrico, se introduce una guiñada importante que puede hacerdesequilibrar el avión y desviarlo de su trayectoria.

En la parte de atrás de los flotadores hay unos timones que sirven para el guiado delavión en el agua, que se deben extender2 una vez que el avión ha amerizado, mediantela liberación de una palanca situada en la cabina a la izquierda y detrás del piloto. Estapalanca está sujeta por una abrazadera que admite cierta holgura en su posición. Unavez suelta, esta palanca gira 90° y descansa en el suelo de la cabina.

Los timones actúan movidos por los pedales de dirección y sirven para guiar a laaeronave dentro del agua. Un golpe fuerte al realizar una toma excesivamente durapuede hacer que se suelte la palanca de su posición original y que los timones queden

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Figura 2. Detalle de una toma de agua

2 Según el Manual de Vuelo los tiene que desplegar el piloto al amerizar y mantenerlos durante su recorrido en elagua.


liberados. Si los flotadores se separan del resto del avión deja de haber continuidad enel cable que conecta la palanca con los timones y estos quedan liberadosautomáticamente.

1.4. Información sobre normativa aplicable

AESA tiene un Procedimiento para la obtención de autorización para ejerceractividades de trabajos aéreos, el cual recoge varios requisitos de carácteradministrativo, entre los que incluye la elaboración de una propuesta de un Manual deMantenimiento y la elaboración de una propuesta de un Manual de Operaciones porparte de la Compañía. Se incluyen además dos anexos en los que se dan guías para laelaboración de los manuales citados anteriormente.

Durante la investigación no se pudo aclarar suficientemente cuales son los requisitostécnicos que han de presentar las compañías para obtener la autorización. Tampoco fueposible aclarar si hay algún procedimiento para realizar el seguimiento de las empresasque son autorizadas a ejercer la actividad, ni las circunstancias que requieren la revisiónde los documentos y procedimientos de la compañía.

Existe una «Resolución del Ministerio de Fomento de 5 de julio de 2002 por la que seestablecen procedimientos operativos especiales para trabajos aéreos y agroforestales».

En cuanto a los requisitos en materia de formación para a tripulación de vuelo, laresolución dice:

[...]3. Entrenamiento de diferencias

a) El operador garantizará que los miembros de la tripulación de vuelo queoperen aeronaves de distintos tipos o clases reciban conocimientos teóricos deentrenamiento adicional de diferencias de cada una de las aeronaves que vayana pilotar.

b) Este curso, que ha de ser aprobado por la DGAC, podrá ser dirigido por uninstructor de vuelo o un piloto con experiencia superior a quinientas horas devuelo en la aeronave de que se trate.

4. Entrenamiento recurrente y verificaciones

a) Cada operador garantizará que cada miembro de la tripulación de vuelo sesomete a entrenamiento recurrente referido al tipo o clase de aeronave en laque actúa como piloto habitualmente como mínimo una vez cada 12 meses.

c) Este curso podrá se dirigido por un instructor de vuelo o un piloto conexperiencia superior a quinientas horas de vuelo en la aeronave de que se trate.

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En cuanto al contenido que debe darse a los Manuales de operaciones, la resoluciónindica que se incluirá:

[…]4. Descripción de los procedimientos a seguir en cada uno de los trabajos aéreos

o actividades agroforestales que se vayan a realizar [….]6. Contenido de los cursos de entrenamiento de diferencias y recurrente.

1.5. Información sobre organización y gestión

El Manual Básico de Operaciones de la compañía solamente estaba referido al desarrollode los trabajos con helicópteros, y no describía ningún procedimiento para los trabajosaéreos o actividades agroforestales referidas a operaciones con aviones, y por tantotampoco a operaciones con aviones anfibios. La información recogida en el manual esde carácter general. Incluye una referencia a la obligación del Comandante de estudiary preparar el vuelo, pero no fija ninguna pauta para hacerlo.

Los procedimientos de entrenamiento y verificación a los que obliga el «Anexo 1-B.4»de la «Resolución del Ministerio de Fomento de 5 de julio de 2002» venían recogidosen la «Parte D-3.1» del Manual Básico de Operaciones y lo referente a registros de entrenamiento que exige el «Anexo 1 - B.6» de la Resolución figuraban en la «ParteD-1.9» del citado manual.

Durante la investigación no se pudo conocer la información concreta que el Operadorhabía facilitado a la Autoridad sobre las aeronaves con las que contaba para susoperaciones, ni tampoco cuales eran las autorizaciones que tenía el Operador sobre susaeronaves, incluyendo las operaciones con aviones.

El operador había presentado una propuesta de modificación del Manual deOperaciones que fue rechazada por la DGAC, pero no se pudo averiguar exactamenteel motivo.

El Manual de Vuelo proporcionado por el operador que manejaba el piloto no secorrespondía con el modelo de avión, y no hacía referencia a la condición de anfibio delavión y a sus peculiaridades como tal. Según se pudo comprobar a lo largo de lainvestigación, existe un manual de vuelo aprobado por la FAA, con fecha 15 de mayode 2006, que recoge todas las diferencias con el avión terrestre, las cuales afectaban demanera fundamental a las prestaciones del avión.

2. ANÁLISIS

Las evidencias encontradas en la inspección posterior al accidente confirmaron que elcontrol del avión se perdió en el momento en el que entró en contacto con el embalse.

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El tren de aterrizaje no se llegó a desplegar por lo que no pudo contribuir adesestabilizar a la aeronave durante el amaraje.

Las tomas de agua estaban cerradas y no presentaban deformaciones, descartándoseque hubieran sido desplegadas antes del contacto con el agua y que ello hubieraproducido una toma asimétrica, originando un importante movimiento de guiñada quecausase el desvío de la trayectoria. La posición de la palanca que las accionaba estabaen modo manual, lo que confirmaría que el piloto todavía no había actuado sobre ellasen el momento del amaraje

La palanca que liberaba los timones estaba suelta de la abrazadera que la sujetaba, perono se pudo determinar con certeza si los timones se desplegaron al tocar el agua debidoa que la palanca se hubiera soltado fortuitamente en el momento del impacto, o a queel piloto hubiera actuado sobre ella antes de tiempo, ya que al desprenderse losflotadores se rompieron los cables que conectaban los timones con la palanca que losgobernaba. No obstante, todo parece indicar que la palanca se soltó debido al impacto,porque en el caso de que se hubiera hecho el amaraje con los timones desplegadossolamente se hubiera introducido un pequeño movimiento de guiñada hacia la derechasi el piloto hubiera estado pisando el pedal de ese lado, y dicho movimiento hubieratenido muy poca influencia en el desvío de la trayectoria del avión.

Todo parece indicar que el avión realizó el amaraje con un plano más levantado queel otro, de manera que tocó un poco antes con el flotador derecho, y al abrir las tomasde agua empezó a cargar agua por ese lado antes que por el otro. Esta circunstanciale produjo un importante movimiento de guiñada que le desvió de su trayectoriaoriginal.

El hecho de que intentara proseguir con el despegue después de haberse salido del aguay haber vuelto a entrar, contribuyó a que se agravaran las consecuencias del impacto.

No obstante, e independientemente del desarrollo de la maniobra de amaraje que causóel accidente, concurrieron varios factores previos al vuelo relacionados con laorganización de la operación y con la planificación del vuelo, que configuraron unescenario de riesgo.

Por un lado se constató que los embalses donde se cargaba agua se escogían utilizandocomo criterio su proximidad al lugar del incendio sin valorar suficientemente otrosfactores, como su idoneidad para las operaciones de aproximación y despegue o laexistencia de obstáculos.

Por otra parte, el Manual Básico de Operaciones no hacía referencia a los trabajos conaviones sino solamente a trabajos con helicópteros. Su información era muy general einsuficiente para operar con una seguridad adecuada, y aunque incluía una referenciasomera a la obligación del Comandante de estudiar y preparar el vuelo por sí mismo,

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no hacía ninguna mención a la manera más conveniente de realizar este tipo deoperaciones.

Durante la investigación se comprobó que el piloto no había tenido ninguna formaciónadicional respecto al avión, más allá del entrenamiento recurrente que había realizadoen dos jornadas distintas cuatro meses antes del accidente. Por otro lado, le fueimposible preparar el vuelo porque fue redirigido al incendio una vez que estaba en elaire, teniendo en cuenta además que su conocimiento del terreno era escaso.

También se constató como circunstancia relevante que el piloto no utilizaba un manualde vuelo aplicable al modelo que pilotaba, y que tampoco tenía ninguna instrucciónprevia por parte del Operador para realizar la operación en ese embalse.

En este sentido, durante la investigación surgieron muchas dudas que no pudieron sersuficientemente aclaradas, acerca de cuál es el procedimiento para otorgar lasautorizaciones como Operador aéreo, y como es el seguimiento que se hace a lascompañías una vez que ha sido otorgada la autorización. Aunque AESA tiene unprocedimiento para la obtención de autorización para ejercer actividades de trabajosaéreos, los requisitos que recogen solamente son de tipo administrativo y no se hapodido aclarar suficientemente si se exigen requisitos técnicos y si hay algúnprocedimiento de seguimiento de las empresas que son autorizadas a ejercer laactividad, ni las circunstancias que requieren la revisión de los documentos yprocedimientos de la compañía.

Por todo ello se considera necesario emitir una recomendación, que sea de aplicacióngeneral a todos los operadores de trabajos aéreos, y que establezca la obligación dereconocer previamente los escenarios donde se van a realizar las operaciones. En estesentido se ha decidido dirigir una recomendación a AESA para que incluya, entre loscontenidos que deben figurar en los manuales de operaciones como criterio para suaprobación, la obligación por parte de los operadores de evaluar los entornos deoperación.

3. CONCLUSIONES

La causa probable del accidente fue la realización de un amaraje asimétrico, y al abrirlas tomas de agua se originó un movimiento de guiñada muy elevado que causó eldesvío de la trayectoria del avión.

El intento por continuar con el despegue agravó las consecuencias del impacto.

El hecho de que el piloto no conociera el entorno y la deficiente información quemanejaba previamente al vuelo respecto a la aeronave y respecto de la operación fueronfactores contribuyentes porque le situaron en un escenario de riesgo.

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4. RECOMENDACIONES DE SEGURIDAD

REC 05/10. Se recomienda a la AESA que desarrolle un procedimiento técnico quecomplemente al que existe actualmente para otorgar las autorizaciones alas compañías de trabajos aéreos, el cual incluya los requisitos técnicos ydocumentos que han de presentar estas compañías, que articule elproceso de seguimiento de las empresas y que defina las circunstanciasque requieran la revisión de la documentación presentada.

REC 06/10. Se recomienda a AESA que incluya la obligación de evaluar los entornosde operación en los contenidos que deben figurar en los manuales deoperaciones como criterio para su aprobación.

REC 07/10. Se recomienda a FAASA que habilite las acciones adecuadas paraasegurar que en las operaciones de las aeronaves de su flota se hace usodel Manual de Vuelo aplicable en cada caso y del manual de operacionesaprobado.

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LOCALIZACIÓN

Fecha y hora 8 de septiembre de 2006; 22:00 h (UTC)

Lugar Aeropuerto de Madrid-Barajas

DATOS DEL VUELO

Tipo de operación Transporte – Internacional – Regular de pasajeros

Fase del vuelo Rodaje antes del despegue

INFORME


TRIPULACIÓN

Piloto al mando Copiloto


Licencia ATPL QT 0876 TA ATPL QT 0387 TA

Total horas de vuelo 11.900 h 15.081 h

Horas de vuelo en el tipo 1.420 h 3.708 h

AERONAVE

Matrícula A7-ABV

Tipo y modelo AIRBUS 300-600 (B4–622R) MSN 690

Explotador Qatar Airways

Motores

Tipo y modelo PRATT & WHITNEY PW 4158

Número 2


Tripulación 13

Pasajeros 1 204

Otras personas

DAÑOS

Aeronave Menores


RESUMEN DE DATOS


1.1. Reseña de la operación

La tripulación de la aeronave A-300-600, matrícula A7-ABV, entró en contacto radio conla dependencia de Autorizaciones de la Torre de Madrid-Barajas a las 20:401 h parainiciar el vuelo QTR 068. El avión estaba estacionado en la posición de parking T1 en elextremo Sur del aeropuerto, donde había permanecido desde su llegada de Doha(Qatar) y a donde volvía de nuevo tras la escala de unas tres horas.

Con su plan de vuelo aprobado y debidamente informado de la rodadura hasta lacabecera de la pista 36R, al Noreste del aeropuerto, se le asignó un código respuestaradar. Fue autorizado para el arranque de motores, para el «pushback» y, finalmente,para el inicio de la rodadura, bajo el control de GMC («Ground Movement Control»),a las 20:59.

En Madrid-Barajas el GMC está dividido en varios sectores, y el vuelo QTR 068 en surecorrido fue contactando con ellos en distintas frecuencias de radio. En el esquema dela ruta que siguió se hanidentificado varios puntosconcretos de interés para lainvestigación, en los que sefueron manifestando problemasde temperatura de frenos en lasruedas posteriores de la pataizquierda.

En el punto A, poco después del«pushback», la aeronave sedetiene momentáneamente porencontrar cierta resistencia alavance al virar para tomar rumbonorte por la calle C-5. Comunicaen frecuencia 121,85 MHz conGMC S-NORTH.

En el punto B, a las 21:11, laaeronave está bajo control deGMC Central-South, en 121,975MHz. Según las declaraciones dela tripulación, las ruedas 5 y 6(posteriores de la pata LH) secalentaban a unos 150 °C,


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1 Todas las horas del presente informe son UTC.

Trayectoria A7-ABV

mientras que los frenos de las demás ruedas solo alcanzaban los 100 °C. La aeronavehabía recorrido unos cuatro kilómetros desde que quitó los calzos.

En el punto C a las 21:15, también bajo control de GMC Central-South en 121,975MHz, la aeronave les informa de que tiene problemas con la temperatura de los frenos.Posteriormente se supo, a través del testimonio de la tripulación, que subían en lasruedas 5 y 6 a unos 225 °C.

En el punto D a las 21:17, tras recorrer unos seis kilómetros, las temperaturas de losfrenos 5 y 6 ya superan los 300 °C. En cabina de vuelo apareció un aviso ECAM,«Brakes above 300 deg – Delay take off», y la tripulación hizo saber a control quetenían que demorar el despegue para que, en la espera, se enfriaran los paquetes defrenos. Control les pide que continúen la rodadura. La tripulación decide en esosmomentos, como se desprende de las conversaciones grabadas, cancelar el despeguemientras sigue avanzando en dirección norte.

Tras girar a la izquierda, hacia el oeste, llegan al punto E, alejado 7 km de la puertade embarque de la que salieron a las 21:21. Las temperaturas de frenos alcanzan los485 °C en la pata LH; se detiene durante unos diez minutos y piden asistencia debomberos para que inspeccionen el tren izquierdo. Les contesta control que lesproporcionará un parking en la zona sur del aeropuerto para que allí reciban asistenciatécnica de su compañía de handling. Cuando baja la temperatura de los 400 °C se iniciael carreteo hacia el sur de regreso al parking T1, del cual había salido.

En el punto F, hora 21:42, vuelven a detenerse por altas temperaturas de frenos, éstassuben a unos 500 °C en las ruedas 5 y 6; la aeronave se detiene por segunda vez parapermitir que se enfríen. Unos minutos mas tarde trasfiere control las comunicaciones alGMC S-NORTH en 121,85 MHz.

Cuando a las 21:58 se alcanzan las proximidades del punto G, desde otro tráfico quese cruza, avisan a GMC de que están observando fuego bajo la pata izquierda. Lacomunicación de aquel tráfico se hace en idioma español y el controlador pasó el avisoinmediatamente a la tripulación del QTR 068, en idioma inglés, y alertó al SEI.

La tripulación declaró después del accidente que justo antes de recibir la llamada delcontrolador sintieron dos o tres sacudidas (bumps), descritas como desinflado de ruedas,lo que implicaba que la aeronave se había quedado varada sin posibilidad de moversepor sus medios. Detenida la aeronave en la calle A-12, el comandante intentó, llamandoa Torre, confirmar la presencia de fuego ante la ausencia en cabina de indicación delmismo. También pidieron de nuevo asistencia y ayuda de bomberos. El controlador lestransmitió que los bomberos estaban en camino y envió un coche de señaleros a la calleA-12 para confirmar directamente si se había incendiado el tren izquierdo.

A las 22:00 h control confirmó a la tripulación del QTR068 que, como había avisado elcoche FOLLOW ME, se observaba fuego en su pata izquierda. En cabina de pasajeros,


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el sobrecargo también había visto la presencia de humo y fuego desde la puerta L3. Elcapitán acusó recibo de la confirmación de fuego e informó de que harían evacuaciónde emergencia por el lado derecho. El capitán activó la evacuación de emergencia y diola orden por megafonía, PA, a la tripulación de cabina de pasajeros, añadiendo quesolamente fueran usadas las puertas del lado derecho.

El controlador pidió a la aeronave a las 22:02 h que cambiara la frecuencia a 121,700MHz, otro sector de Rodadura (la denominada Rodadura Sur). Un minuto después elcontrolador anunció la llegada de los bomberos a la calle de rodadura A-12.

El fuego fue sofocado por los bomberos, cuya presencia al lado de la aeronave fuetambién advertida por la tripulación al abrir las puertas del lado derecho y antes deiniciar la evacuación de emergencia.

Durante la evacuación del avión varios pasajeros sufrieron lesiones, la mayoría decarácter leve, pero uno de ellos resultó grave.

Sufrieron daños por el fuego las ruedas n.° 5 y 6, el conjunto de frenos de ambasruedas, varias tuberías de los circuitos hidráulicos en la parte trasera del carretón y lacompuerta de tren unida a la pata izquierda. También se dañaron, rodando conneumáticos desinflados, las llantas de las ruedas 5 y 6.

En el Anexo 1 se pueden ver las cartas del aeropuerto, con ilustración de la trayectoriay las calles de rodadura por donde se movió la aeronave.

1.2. Información sobre el personal

Ambos tripulantes de cabina de vuelo iniciaban ese día su actividad con este vuelo,después de un período de descanso de cuatro días.

La tripulación de cabina de pasajeros estaba compuesta por un instructor, un jefe decabina, dos TCP en primera clase, dos TCP en business class y cinco TCP en clase turistao «economy class».

De acuerdo con la información recogida, la actividad en la Torre de Madrid-Barajas desdeel inicio de las comunicaciones con el vuelo QTR068 y hasta las 21:00 h se considerabanormal y las distintas posiciones de control estaban ocupadas de la siguiente manera:

Torre – Local

• Control arribadas: 2 personas.• Control despegues: 2 personas.


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Torre – Rodadura

• Control Rodadura 2 personas.• Autorizaciones: 2 personas.

Habitualmente a partir de esa hora, 21:00, y siempre a discreción del supervisor, sereduce el número de controladores a la mitad en función de la reducción de actividadde vuelo en el aeropuerto.


Fabricante: Airbus Industrie

Modelo: A 300-600 series (A 300B4-622R)

N.° de fabricación: 690

Año de construcción: 1993

Matrícula: A7-ABV

Propietario: Ansett Worlwide Aviation Netherlands B.V.

Explotador: Qatar Airways

Certificado de aeronavegabilidad

Clase: Categoría de Transporte (pasajeros)

Fecha de renovación/validez: 14-03-06 y 13-03-2007

Registro de mantenimiento

Certificado de última revisión de mantenimiento: 31/08/2006

Última revisión A2: 03-08-2006 a las 38.571:46 h/13.870 ciclos

Examinado el libro de anomalías y diferidos no se encontraron anotaciones relativas afallos en el tren de aterrizaje y frenos, así como de tareas pendientes relacionadas conestos sistemas. Solamente se encuentra una anotación en el Libro de Partes de VueloTécnico, escrita quince días antes del accidente, de altas temperaturas de frenos en lapata izquierda que se soluciona en Doha, proporcionando enfriamiento.

Mantenimiento del tren de aterrizaje principal

Las patas del tren de aterrizaje están sujetas a un mantenimiento programado con límitede vida de overhaul, o revisión general, de 12.000 ciclos o de 8 años, lo que antesocurra, de acuerdo con la documentación de Airbus.


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El operador confirmó que en las revisiones generales del tren se inspeccionansistemáticamente las instalaciones hidráulicas y eléctricas de las patas de tren,haciéndose las comprobaciones, reparaciones y cambios de componentes oportunos.

La situación en relación con el programa de mantenimiento queda reflejada en lasiguiente tabla:

LH MLG RH MLG

P/N D22497020-7 D22498020-7

S/N B331 B324

Fecha del ultimo overhaul Noviembre 2001 Noviembre 2001

TSN 40.767 40.767

CSN 16.836 16.836

TSO 18.990 18.990

CSO 5.143 5.143

Siendo:

TSN = Time Since NewTSO = Time Since OverhaulCSN = Cycles Since NewCSO = Cycles Since Overhaul

Estaba prevista una siguiente parada para overhaul o revisión general en noviembre de2009.

Análisis espectrográfico de los líquidos de hidráulico

El operador extrajo muestras de líquidos hidráulicos de los tres sistemas: azul, verde yamarillo, para que se efectuaran ensayos espectrográficos de acuerdo con AMM ATA29. Los resultados fueron satisfactorios en las muestras de líquidos de los sistemas verdey amarillo. La muestra del sistema azul, sin embargo, dio un número de partículasligeramente en exceso sobre lo permitido en recuentos de tamaños de 25-50 micras yde más de 100 micras. En todo lo demás los resultados fueron aceptables y dentro delos límites.

Peso y centrado

La Hoja de Carga y Centrado preparada para el despacho del vuelo reflejaba un Pesoal despegue (TOW) de 168.269 kg, siendo el máximo estructural permitido de MTOW170.500 kg.


50


El centro de gravedad al despegue se situaba en TOW % MAC 30.5.

La carga total de combustible era de 46.300 kg.

1.3.1. Descripción de sistemas y limitaciones

Las dos patas del tren principal, LH y RH, tienen carretones o boggies de 4 ruedas endos ejes, delantero y trasero. Cada rueda del boggie dispone de un paquete de discosde freno de fibra de carbón que se actúan hidráulicamente. La aeronave dispone de tressistemas hidráulicos que se conocen como sistemas azul, verde y amarillo. El sistemaverde proporciona potencia al sistema normal de frenos. El sistema amarillo proporcionapresión de líquido hidráulico al sistema alternativo de frenos.

Las tuberías del sistema alternativo están apareadas proporcionando presión a través deuna servoválvula, una válvula de seguridad y un filtro en la línea que suministra presióna un par de ruedas, por ejemplo, las ruedas 5 y 6. Las tuberías de hidráulico son flexiblesen las partes móviles y articuladas de la pata.

El paquete de frenos se aloja en la concavidad de la llanta de la rueda, disponiendo estade un escudo de calor para minimizar la transferencia de calor a los neumáticos. Lamisma llanta dispone de fusibles térmicos («fusible plugs») que, en caso de calentamientoexcesivo, al derretirse, desinflan las ruedas evitando su explosión incontrolada.

Esquema del sistema alternativo de frenos


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Los fusibles térmicos están tarados normalmente para fundir a unos 200 °C.

Los discos de carbón soportan temperaturas superiores a 600 °C.

Los termopares de medición de las temperaturas de freno se alojan en el interior de lospaquetes de discos, que hacen de pozo de calor.

Este avión no estaba equipado con ventiladores de refrigeración de las ruedas.

En el FCOM Limitaciones operativas (2.01.40, pag. 4, rev. 29, seq. 521) se establece unalimitación en la temperatura de los frenos para el despegue: Temperatura máximapermitida para el despegue 300 °C (con ventilador de frenos OFF si está instalado).

El aviso ECAM de alta temperatura de frenos (BRK HOT) aparece cuando alguno deéstos alcanza los 300 °C, de acuerdo con la anterior mencionada limitación. De esamanera se evita el riesgo de que se puedan producir fuegos en vuelo dentro del pozode tren y también se reserva margen suficiente de absorción de energía en caso de aborto de despegue (RTO). El sistema ECAM («Electronic Centralised AircraftMonitoring») proporciona avisos de temperatura de frenos y de las acciones que sedeban tomar en su caso.

En la sección de operación anormal del FCOM (2.05.32, pag. 6, rev. 24, SEQ. 110),Temperatura de frenos alta (Brakes Temperature Hi), antes del despegue, indica que si sedispone de ventilador de frenos, poner este en ON y retrasar el despegue. Retrasar eldespegue hasta que el aviso BRK HOT desaparece si el ventilador de frenos esta en OFF,o hasta que la temperatura de frenos desciende de 150° si el ventilador esta en ON. Sidurante el rodaje la diferencia entre temperaturas de frenos de ruedas de la misma patade tren es superior a 150 °C, y en alguna rueda se superan los 600 °C, esto puedeindicar que los frenos están agarrotados, en este caso la aeronave debe ser detenidapara evitar un posible fuego y no se iniciará el rodaje de regreso mientras el aviso dealta temperatura de frenos (BRK HOT) permanezca iluminado. En todos los otros casosel rodaje podrá continuar; esto mejorará la refrigeración de los frenos y puede prevenirel desinflado de la rueda hasta que la aeronave se haya detenido. Se recomienda noutilizar el freno de aparcamiento mientras permanezca encendido el aviso BRK HOT.

1.4. Información meteorológica

La información meteorológica suministrada a través del METAR de las 20:30 h delaeropuerto de Madrid-Barajas fue la siguiente:

Viento: De 340° 05 kt

Visibilidad: Ilimitada (superior a 10 km). Noche

Cielo: Despejado


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Temperatura: 26 °C

Punto de Rocío: 7 °C

QNH: 1.018 hPa

En Doha las temperaturas ambiente serían de unos 40 °C cuando el avión partió de allíese mismo día.

1.5. Comunicaciones

1.5.1. Frecuencia de 130,075 MHz – Autorizaciones Este (CLR East)

La tripulación inició el contacto radio desde su posición de parking T1 con la Torre deBarajas a las 20:40 h en la frecuencia 130,075 MHz de autorizaciones. En estacomunicación se aprobó el arranque de motores y se autorizó el vuelo. A las 20:41 h seterminó la comunicación con una indicación para cambio de frecuencia a 121,850 MHz.

1.5.2. Frecuencia de 121,850 MHz – Movimientos en tierra Sur-Norte (GMC S-North)

La primera comunicación con la nueva frecuencia asignada se produjo a las 20:58horas, para solicitar autorización de rodaje. El controlador indicó las vías de rodajehasta el punto de espera de la cabecera 36 R: calles A, C5, M, M-7 y M hasta puntode espera 36R.

Poco tiempo después de efectuar el retroceso, a las 20:59 h, la tripulación informó quese había detenido un momento, cuando pareció que encontraban una cierta resistencia,al tiempo que la aeronave hacía un giro pronunciado hacia el norte para entrar en lacalle de rodaje C-5.

Más tarde, a las 21:09 h, el controlador contacta con el vuelo para indicar un cambiode frecuencia a 121,975 MHz.

1.5.3. Frecuencia de 121,975 MHz – Movimientos en tierra Central-Sur (GMC Central-South)

Unos segundos después contacta la tripulación con la nueva frecuencia para confirmarla cabecera de despegue. A las 21:15 horas el controlador pide al vuelo QTR068 quecontinúe rodando hacia Y1 (la aeronave estaba detenida en el punto D al final de la calle M). La tripulación informa que tienen un problema con la temperatura..., quetiene que retrasar el despegue..., que tiene que esperar para que la temperaturadescienda.


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Control pide al vuelo QTR068 que continúe a Y2 y pregunta el tiempo estimado paraque descienda la temperatura. La tripulación contesta que al menos diez minutos.

Dos minutos después, a las 21:17 h, preguntaron a control si podían darles una posiciónpara esperar y seguidamente piden también asistencia técnica para refrigerar frenos.Control contestó que sería mejor que volvieran al parking si necesitaban asistenciatécnica. La tripulación indicó que no podían volver al parking porque la temperatura erademasiado alta, y entendían que tenían permiso para esperar.

Durante los minutos siguientes la tripulación y el controlador comunicaron acerca de lamejor vía para girar y retornar al parking (Y3, NY12 o N12, que fue por la que finalmentegiraron para regresar).

A las 21:20 h la tripulación indicó que después de girar en N12 detendrían la aeronave(se detuvieron en el punto E). Pidieron que algún bombero viniera e inspeccionara lapata izquierda del tren de aterrizaje, la rueda trasera. El controlador terminó estacomunicación colacionando «pata izquierda, rueda trasera».

Un minuto después Torre pregunta al vuelo QTR068 si han hablado con su agente dehandling. La tripulación contesta que aún no y que lo están intentando.

A las 21:24 h la tripulación informó que no podían establecer contacto radio con sucompañía y por tanto no podían solicitar asistencia técnica por radio. Por ello rogaronal controlador que contactase por teléfono con Ineuropa, su agente de handling.

A las 21:29 h la tripulación informó que reanudaban el rodaje. El controlador indicó asu vez que estaba llamando a su agente y pidiendo una nueva posición de parking parala aeronave. La tripulación contestó que no hacía falta y que querían regresar.

A las 21:33 h la Torre informó al vuelo QTR 068 que rodara por derecho vía N, todaslas calles de rodaje N.

A las 21:38 h Torre llamó de nuevo para informar que podían continuar por N hastaencontrar la calle A hacia la derecha y que su posición de parking sería T1.

A las 21:41 h la tripulación informó que tenían que detenerse por alta temperatura enla pata izquierda del tren de aterrizaje (punto F de la trayectoria). El controlador acusórecibo y pidió que le informaran cuando reanudaran de nuevo la marcha.

A las 21:51 h llamó el vuelo QTR 068 informando que reanudaban el rodaje y estaban enla calle A. El controlador acuso recibo e indicó que continuase rodando por la calle A.

A las 21:56 h llamó la Torre para indicar a la tripulación que cambiara a la frecuenciade 121,85 MHz.


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1.5.4. Frecuencia de 121,850 MHz – Movimientos en tierra Sur-Norte (GMC S-North)

A los pocos segundos de la transferencia la tripulación contactó con control, quienrepitió la información anterior de carreteo (continúe rodando por la calle A y diríjase alstand T1 para parking). La Llamada se hace a las 21:56:38, pero la tripulación nocolaciona la autorización; Control repite la llamada a las 21:56:59 y la tripulaciónresponde entonces diciendo simplemente «stand by» a las 21:57:03.

Un minuto más tarde, a las 21:58:06 h, el vuelo Pluna 802 transmitió al controladorde rodadura en lengua española que el avión de Qatar Airways, que estaba a su ladoen ese momento, tenía fuego en la rueda, en el tren izquierdo. Torre avisóseguidamente al vuelo QTR068 y poco después informó de que los bomberos estabanya en camino.

Un minuto más tarde, a las 21:59 h, la tripulación preguntó al controlador, por dosveces, si podía confirmar que tenía fuego en el lado izquierdo. El controlador contestóque él no tenía confirmación visual del fuego sino que se lo había reportado otrotráfico.

A las 22:00 h control confirmó, en contacto con los bomberos que estaban al lado dela aeronave en A-12, la presencia de fuego en la pata izquierda. Y se lo hizo saber a latripulación. El capitán expresó que en este caso tenían que hacer una evacuación deemergencia por su lado derecho.

A las 22:02 h el controlador pide al vuelo QTR068 que cambie a la frecuencia de121,700 MHz.

A continuación Torre confirma con los bomberos que el fuego esta siendo combatido,y éstos le informan de que se va a hacer evacuación de emergencia por las rampasinflables.

A las 22:04 Torre comunica a otro tráfico, AMX 022, que mantenga posición hastanuevo aviso a causa de la evacuación del QTR 068.

1.5.5. Frecuencia de 121,700 MHz – Movimientos en tierra Sur-Sur (GMC S-South)

La tripulación contactó con la nueva frecuencia y el controlador confirmó la presenciade bomberos y equipos de tierra al lado de la aeronave. A las 22:05 h el controladorvolvió a llamar para interesarse por la tripulación y pidió que informasen de cualquiernecesidad que surgiese. La tripulación respondió que continuaban todavía con laevacuación. Esta fue la última comunicación radio del vuelo QTR068 con las frecuenciasde la Torre de Barajas.


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1.6. Información sobre el aeropuerto

El aeropuerto de Madrid-Barajas dispone de 4 pistas, paralelas dos a dos, la 15L-33R, la15R-33L, la 18L-36R y la 18R-36L. Dispone asimismo de 4 edificios terminales y unterminal satélite, localizados todos ellos en una zona llana de más de 10 km de longitud.

Inicialmente, la aeronave A7-ABV estaba estacionada en el stand T1 situado al sur de laterminal número 1, emplazada ésta a su vez al sur del aeropuerto. La pista en serviciopara despegues el día del evento era la 36R, situada al norte del aeropuerto. Debido aestas ubicaciones, el recorrido necesario de rodaje de la aeronave hasta la cabecera dela pista era de unos 7 km (véase plano del aeropuerto en Anexo 1).

Todos los sistemas de señalización e iluminación de calles de rodaje y pistas funcionabancon normalidad y no se recogió información alguna de discrepancias. Asimismo, no serecogió información alguna relativa a objetos ó elementos extraños en las superficies derodaje.

1.7. Registradores de vuelo

La comunicación del accidente se produjo dentro de la hora posterior al evento y seintentó asegurar la recopilación de toda la información relativa al suceso antes de que semoviera la aeronave para dejar libre la rodadura perimetral del aeropuerto. No obstante,la aeronave fue energizada durante el examen de daños y la evaluación inicial para unareparación provisional que permitiera moverla a una plataforma de estacionamiento, ylos fusibles de los circuitos eléctricos de ambos registradores no fueron retirados.

La cinta del CVR tiene una capacidad aproximada de 30 minutos y en ella se graban lossonidos de cabina y canales de comunicaciones en régimen continuo, superponiéndosela grabación nueva sobre la antigua al superarse su capacidad. Se activa el sistema encuanto se energiza el avión. Como los fusibles no se retiraron, la grabación del eventoen el CVR se perdió, al superponerse la grabación posterior durante el tiempo de laslabores de mantenimiento.

La información grabada en el DFDR fue extraída y examinada. Se comprobó la ausenciade parámetros grabados relacionados con presiones y temperaturas del circuito defrenos, que hubieran sido de utilidad para este evento.

Se dispone sin embargo de los valores registrados de rumbo magnético y de velocidadGS, entre otros. La integración del vector velocidad ha permitido reconstruir latrayectoria del avión que se reproduce en el apartado 1.1 y que confirma que laaeronave siguió fielmente las instrucciones de rodaje recibidas de control.

Los registros de tiempo del FDR se han sincronizado con los de las grabaciones decomunicaciones ATC. En ese sentido, las referencias horarias en esta sección y en los


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gráficos de parámetros del FDR están basadas en la misma referencia de tiempos de lagrabación ATC.

La gráfica de velocidades muestra los valores que este parámetro mantuvo durante elrodaje, que nunca fue superior a 18 kt. Se observan detenciones de la marcha enalgunos momentos y esperas de 12 y 9 minutos en los puntos E y F de la gráfica de latrayectoria. La marcha se reanuda tras el último descanso a las 21:51:41.

Los registros de deflexión de los pedales de freno muestran la utilización que de ellosse hizo durante la rodadura. A partir de las 21:14 prácticamente no se hizo uso delpedal de freno izquierdo.

Pedal freno LH («LH brake pedal»)

Pedal freno RH («RH brake pedal»)

16

14

12

10

8

6

4

2

0

HORA, (TIME)

°, D

EG

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

16

14

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10

8

6

4

2

0

HORA, (TIME)

°, D

EG

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00


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Se puede añadir a la vista de los datos del FDR que los tres sistemas de hidráulico sepresurizaron normalmente durante toda la operación.

Por último, en los dos gráficos siguientes se puede apreciar los niveles de potencia delos motores empleados para rodar. Nunca se ajustaron potencias superiores a 1,08 deEPR y los dos motores fueron utilizados simultáneamente.

EPR_1

EPR_2

En los segundos anteriores al desinflado de las ruedas 5 y 6 y a la detención de laaeronave, esta circulaba con velocidad de 9 kt y con potencia de 1,06 de EPR en ambosmotores. Inmediatamente se redujo la potencia a 1,008 EPR y se pisó el freno derecho.Sobre las llantas de las ruedas 5 y 6 la aeronave rodó aproximadamente unos diezmetros.

1,10

1,08

1,06

1,04

1,02

1

0,98

HORA, (TIME)

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

1,081,071,061,051,041,031,021,01

10,990,98

HORA, (TIME)

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00


58


Con la sincronización realizada entre las grabaciones de audio de ATC y las del FDR sepuede estimar que la hora del desinflado de las ruedas y la parada final del avión fueraa las 21:56:44 h.

1.8. Investigación sobre la aeronave

Con el apoyo del operador y el fabricante se examinó la aeronave y especialmente lossistemas hidráulicos, para localizar y aislar alguna posible malfunción del sistema defrenos, antes de proceder al desmontaje y sustitución de alguno de sus elementos,excepto varias tuberías dañadas aparentemente por el fuego.

Después de varias pruebas funcionales se consiguió reproducir el fallo siguiente, conefectos similares sobre el tren de aterrizaje a los aparecidos durante el accidente: tantoal actuar y soltar el freno de aparcamiento como los pedales con el interruptor de laBSCU en OFF (en ambos casos actúan los frenos con el circuito hidráulico Amarillo, frenode emergencia o alternativo), permanecieron ligeramente frenadas las ruedas n.° 5 y 6(ruedas traseras del carretón de la pata izquierda), de modo que todas las demás ruedasgiraban libres y estas dos presentaban una cierta resistencia que no impedía su giro amano pero que provocaba su rápida detención en cuanto cesaba el par aplicado.

Por el tipo de fallo reproducido, el circuito hidráulico involucrado y el diseño del sistemade frenos se decidió que, para confirmar y encontrar la causa origen de esta malfunción,se desmontase y analizase la Servoválvula del sistema alternativo de la pareja de ruedastraseras de la pata izquierda, los paquetes de frenos de las dos ruedas afectadas y lastuberías dañadas.

El examen de los conjuntos de frenos de las ruedas n.° 5 y 6 realizado en MessierServices dio como resultado una buena condición general de los mismos y noaparecieron indicios de posible malfunción.

El examen y pruebas de presión de las tuberías dañadas pertenecientes tanto al circuitohidráulico Verde (Normal) como al Amarillo (Alternativo) confirmó que todas presentabanfugas de hidráulico, en forma de rezumo de liquido a lo largo de su longitud dañadapor el fuego y de una forma no concentrada.

El examen de la Servoválvula, instalada en la aeronave desde su fabricación en 1993,mostró que el sellado de origen se mantenía y estaba en aparente buena condición. Seefectuaron tests en banco de pruebas conforme al procedimiento del CMM y otrosespecíficos para reproducir la operación de la aeronave accidentada, sin encontraranomalías destacables ni evidencia alguna de atasco o interferencia en el funcionamiento.

Con el ánimo de encontrar evidencias en el interior de la servoválvula, se procedió aldespiece de la misma en las instalaciones del fabricante IN-LHC Zodiac con el siguiente


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resultado: se observó un gran rasguño en el carrete entre los bordes correspondientesa las puertas U y R de la segunda etapa. No se vio ningún otro indicio de anomalía ensu interior. El propio carrete se desplazaba con libertad y salió por su propio peso.

Por tanto se considera que la presión residual en las líneas de hidráulico del sistemaalternativo actuando sobre los conjuntos de freno de las ruedas n.° 5 y 6 fue debida alatasco o interferencia de la servoválvula por contaminación y partículas en el fluido, enel circuito Amarillo o alternativo. Aunque en las pruebas posteriores al evento elmalfuncionamiento de la servoválvula se reprodujo, enseguida desapareció, y solo quedócomo señal del mismo la huella del profundo arañazo en la superficie del carrete.

1.9. Declaraciones de expertos en fuegos de neumáticos

Se consultó con fabricantes de neumáticos acerca de la posibilidad de que la goma delos neumáticos ardiera espontáneamente.

Las informaciones recibidas apuntan a que, en general, la goma por sí misma, inclusoa altas temperaturas, no se prende fuego sino que simplemente se funde. Sin embargo,si la goma se calienta continuamente por encima de los 300 °C se empiezan a generarhumos volátiles blancos capaces de inflamarse por sí mismos, pero solo en el caso deque la temperatura ambiente alrededor sea superior a 300 °C.

Estas condiciones se pueden reproducir en un horno de laboratorio. Sin embargo, no sedan en el caso de una rueda, con un neumático desinflado, que rueda sobre la llanta.Se puede estimar que el ambiente alrededor de una que está rodando tiene unatemperatura relativamente baja, por lo que resulta improbable que la autoigniciónocurra. Las mismas consideraciones son aplicables al caso del contacto de partículas degoma con los frenos.

Por todo ello se considera altamenteimprobable que un neumático querueda desinflado provoque un incendiosin la existencia de otros fluidosinflamables. Un posible escenario queimaginan estos expertos es que elneumático se rompe y divide o deshacedespués de rodar desinflado y dañauna tubería de hidráulico adyacente.

Los dos neumáticos desinflados yquemados se encontraron tal como semuestra en la figura 1, en la que no seaprecia divisiones ni desguace de losmismos.


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Figura 1. Estado de los neumáticos de las ruedas 5 y 6

1.10. Antecedentes e historiales de Airbus

Se ha examinado información recibida de Airbus sobre los eventos de fuego en losconjuntos de freno en aviones A-300 recopilados por Airbus y por el BEA.

El historial analizado en la reunión 155 del ARM («Airworthiness Review Meeting»)recoge una docena de casos que fueron revisados conjuntamente por Airbus y EASA

Las causas de los fuegos en muchos de esos eventos se desconocen o simplemente seatribuyen a grasas y líquidos inflamables que entran en contacto con los frenos. De loscasos considerados solo en uno se constata la rotura de una tubería por impacto detrozos de neumático.

Las conclusiones del ARM, a la vista de los casos presentados, exponen que el impactoen la aeronavegabilidad de los fuegos en despegue (RTO) o en aterrizaje no se considera«mayor» si el fuego se extingue rápidamente por los servicios contra-incendios; que nose ha identificado una deficiencia en el diseño y que se cumple con los objetivos deseguridad asociados con los eventos de fuego en los frenos.

1.11. Evacuación y supervivencia

El comandante ordenó la evacuación de emergencia cuando se le confirmó la presenciade fuego en el tren de aterrizaje izquierdo y dio instrucciones para que la evacuaciónse realizase solamente por el lado derecho del avión.

Cuando los TCP abrieron las puertas del lado derecho vieron las señales que les hacíanalgunos miembros del servicio contraincendios para detener la evacuación deemergencia. El jefe de cabina de pasajeros indicó que, a pesar de estas señales, sedecidió no detener la evacuación una vez iniciada, ya que había posibilidad de confusióny por tanto de que se agravasen los riesgos de lesiones en el pasaje.

Al verse controlada la situación los dos tripulantes técnicos no evacuaron la aeronave.

2. ANÁLISIS

2.1. Causas del incendio y calentamiento de los frenos

2.1.1. El incendio

Los hechos que describen este evento muestran que se produjo un incendio de lasruedas traseras, números 5 y 6, de la pata de tren principal izquierdo, lo cual impulsóla decisión del comandante de la aeronave de proceder a la evacuación de 204 pasajeros


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y de la misma tripulación compuesta por 13 personas. En la evacuación se produjeronlesiones graves de una persona, lo cual califica el evento como accidente.

En los momentos en los que se inició el fuego la cronología de sucesos más exactamuestra los siguientes hitos:

20:59:00 Se inicia el rodaje.

21:14 Última vez que la aeronave utiliza el freno del lado izquierdo (LH) paradecelerar.

21:15:19 La tripulación informa que tiene que retrasar el despegue.

21:17 La tripulación solicita asistencia técnica para refrigerar los frenos.

21:20 la tripulación solicita una inspección de bomberos para la pata izquierda.

21:29:33 La tripulación informa que reanuda el rodaje después de la primeradetención para enfriar los frenos.

21:41:45 Segunda detención en el rodaje durante el regreso al parking.

21:51:41 Después de un descanso para enfriar frenos se reinicia la marcha.

21:56:40 Se produce una llamada de control que QTR 068 no responde.

En este entorno de tiempo saltan los fusibles térmicos de ambas ruedas

21:56:59 Control repite la llamada.

21:57:03 QTR 068 responde con un escueto «stand-by».

21:58:06 Otro tráfico observa desde su cabina el fuego en la pata izquierda del QTR068 y lo comunica vía radio.

Los fusibles térmicos saltan a los cinco minutos de reemprender la marcha y unos 84segundos más tarde se observan las llamas de un fuego declarado. Entretanto, elmutismo de la tripulación ante la llamada de Control sugiere que la anormalidad seadvirtió de alguna manera. Tanto la tripulación técnica como la auxiliar sintieron meneosen la rodadura.

Se podría imaginar que el fuego se iniciara en el momento del desplome del avióncuando rodaba a 9 kt y se desinflan las ruedas. La pequeña velocidad y la ausencia dedaños mecánicos de impacto, o de flexión o tracción, hacen desestimar la hipótesis detrozos de neumáticos que rompieran líneas de hidráulico. Los daños observados despuésdel accidente en las mangueras flexibles de hidráulico se debían, según las inspeccionesde taller, al propio fuego pues no había daños mecánicos. Por todo ello se desestima lahipótesis de un fuego causado por roturas de líneas de hidráulico en el momento deldesplome y desinflado de las ruedas.


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Una segunda hipótesis es que el fuego se iniciara antes de fundirse los tapones térmicosdurante el carreteo. Sería el propio fuego (un fuego anterior al reventón) el que aportarael calor adicional para que las ruedas se calentaran finalmente hasta hacer saltar losfusibles.

Está aceptado y acreditado que un fuego se inicia espontáneamente bajo dos premisas:que exista una materia combustible y que exista un foco de calor de temperaturasuperior a la de ignición o punto de llama de esa materia.

La goma de los neumáticos proporciona la materia combustible de un fuego de ciertasproporciones, pero necesita de temperaturas superiores a los 400 °C para prender.Mucho antes de alcanzar esa temperatura los fusibles térmicos de las dos ruedas traserasde la pata LH se hubieran fundido sin producir incendio. Se admite por lo tanto, que otramateria, líquido hidráulico o grasa de los cojinetes del eje de las ruedas, fluyera y entraraen contacto con zonas calientes de los discos de frenos. Las temperaturas alcanzadaspor la sonda de temperatura de esos conjuntos de frenos alcanzaron valores de unos500 °C, y aún se puede sospechar que en algunos puntos de los discos de carbóntodavía las temperaturas fueran más altas. El punto de llama del líquido hidráulico y delas grasas se sitúan alrededor de los 400 °C, por lo que pudiera ser ese el escenario enel que se produjeron las llamas iniciales que después se propagaran a los neumáticos.

Aunque los daños observados en las mangueras eran consecuencia del propio incendio,no se puede descartar que hubiera un rezume, previo al incendio, en esas tuberías; oque hubiera restos de grasa no limpiada en las acciones de mantenimiento, o un excesode lubricación de los rodamientos de las ruedas.

En otros incidentes o accidentes anteriores de incendio de neumáticos se ha sospechadola presencia de fluidos, aún en la ausencia de evidencias directas. En este caso, laduración extraordinaria de la exposición a altas temperaturas y la presurización delsistema alternativo de frenos pudieran hacer pensar en una acumulación de líquidos, eincluso en un aumento, de una pequeña fuga o rezume o flujo de grasa interna de losrodamientos. La presencia de esas grasas o líquidos sería imperceptibles en el despachodel avión, pero al cabo de una hora de carreteo pudieron producir goteos sobresuperficies calientes.

La existencia de una entrada en el Libro de Partes de Vuelo, escrita quince días antes,relativa a un calentamiento de los frenos de la pata LH y la reproducción del fenómenoen las pruebas funcionales posteriores al evento hacen pensar que el problema ya estabapresente desde tiempo atrás, aunque solo aparecía en estado latente, porque elagarrotamiento provocado en el freno de estas dos ruedas solo era parcial y provocabauna presión residual que absorbía relativamente poca energía a temperaturas de fluidohidráulico y de ambiente inferiores a 60 °C.

Efectivamente, en una rodadura corta, desde el parking hasta el punto de despegue, elproblema no habría dado la cara de forma evidente. Sin haber alcanzado los 300 ºC el


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avión se hubiera ido al aire y hubiera completado su operación de vuelo. No obstante,ya en la primera parte de la rodadura del avión en este evento, mostró que había uncalentamiento asimétrico. Por ello se recomienda que el fabricante dé instrucciones ycriterios complementarios para discriminar los problemas de agarrotamientos de frenosy asesore sobre la forma oportuna de proceder en esos casos.

Hay diferentes modos de entender el escenario: la aeronave inicia el rodaje para eldespegue con los frenos frios y alcanza esa alta temperatura sin usar apenas el frenoasociado, lo cual es una indicación clara de un problema técnico, y la detención de laaeronave definitivamente estará asociado a la formación básica de la tripulación. Perotripulaciones diferentes en diferentes condiciones, como no disponer de apoyo técnico deloperador, o entornos extremadamente cálidos o fríos pueden dar lugar a decisionesdiferentes, y es también por este motivo que se estima oportuna la SR del párrafo anterior.

2.1.2. El calentamiento de los frenos

La única causa común de un agarrotamiento de frenos de las ruedas 5 y 6 de la pataLH se ha encontrado en la presurización indebida del sistema alternativo de frenos(hidráulico amarillo), después de que se soltaran los frenos de parking al iniciar laoperación. Tres componentes: válvula de seguridad, filtro y servoválvula, pudieran serresponsables de esa condición que de alguna manera se reprodujo tras el evento en laspruebas funcionales realizadas. Las inspecciones en taller de los componentesdesmontados no fueron definitivas pero permiten sospechar que partículas extrañasatascaron el retorno de la presión en la servo-válvula. Además, la presión actuandodurante más de una hora desde el momento del arranque de los motores, en el que sepresurizan los sistemas hidráulicos, pudo propiciar rezumes de líquido hidráulico que sefueran acumulando exteriormente.

Se constata en los datos de FDR que los frenos de la pata izquierda no se utilizaron apartir del momento en el que se evidenciaran los problemas con su temperatura, por loque el uso de los frenos no contribuyó de ninguna manera al aumento de temperaturade los conjuntos de frenos de las ruedas 5 y 6 del tren de aterrizaje izquierdo.

Se ha observado también que los ciclos de calentamiento en la fase del final de larodadura se hacen más rápidos; en seguida se recalientan de nuevo los frenos a pocoque se avanza tras una parada de enfriamiento. Se ha estimado que la razón estriba,por un lado, en una mayor fricción por un posible aumento de la presión residual delsistema hidráulico alternativo al estar sometida la instalación a elevadas temperaturas; ypor otro lado, a la inercia térmica, esto es, desaparición del efecto de pozo de calorcuando, después de casi una hora de rodaje, el calor empapaba toda la pata de tren.

La aeronave no disponía de ventiladores de refrigeración de los paquetes de freno. Estosventiladores se utilizan para disminuir el calentamiento de los frenos experimentado en


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el aterrizaje y facilitar un tiempo corto de escala. Es posible que de haber estadoequipado el avión con ventiladores, las indicaciones de temperatura hubieran sidomenores, pero tan solo se habría enmascarado el problema que seguiría latente.

2.1.3. La contaminación del sistema hidráulico y consideraciones de mantenimiento

Los análisis espectrográficos confirmaron que el líquido hidráulico de los sistemas estabaprácticamente libre de contaminación. Sin embargo, las huellas y rasguños observadosen el carrete interior de la servoválvula indican que alguna partícula de gran dureza, tipograno de arena o sílice, debió estar alojado dentro de esa válvula. Por la concepción ydiseño del sistema no existe en funcionamiento un flujo de líquido en el extremo delsistema, al que solo se transmite la presión dirigida a los pistones actuadores de losconjuntos de frenos. Solamente, tras los cambios de componentes, al purgar el sistemasaldría un líquido que previamente habría pasado por un filtro que retendría cualquierimpureza. Parece lógico pensar que la contaminación se habría producido, e introducidoen el caudal del fluido hidráulico, en los propios cambios de componentes del tren deaterrizaje en general, y concretamente de los situados aguas arriba de la servoválvula.Por ello se emite una recomendación específica al Operador para que mejore losprocesos de mantenimiento.

Tratando otro aspecto del mantenimiento y para prevenir que los casos decalentamientos elevados y prolongados de los conjuntos de frenos se deriven enincendios de los neumáticos, se debe enfatizar que se ha de ser riguroso en la limpiezade grasas, en la comprobación de fugas de hidráulico, no permitiendo siquiera ningúnrezume, y evitar los excesos en la lubricación de los rodamientos. Estas indicacionesafectan no solo al personal técnico de mantenimiento sino también al propio personalde vuelo que ejecuta las comprobaciones pre-vuelo («walk around check list»).

2.2. Ejecución de la operación

La aeronave, en su operación y movimiento por las calles de rodadura del aeropuertode Madrid, recorrió unos diez kilómetros y tardó unos 62 minutos hasta que se ledesinflaran las ruedas y se prendieran fuego. Hubo tiempo para meditar y tomardecisiones serenamente por parte de la tripulación y también por parte de ATC, que noestaba al parecer en una situación de congestión de tráfico.

Prontamente, la tripulación advirtió el problema antes de alcanzar la mitad del recorridode la rodadura hasta iniciar el despegue. Tomaron la precaución de no pisar el pedal defreno de la pata LH y las velocidades de la rodadura fueron cortas.

En la segunda parte del recorrido en alejamiento acierta la tripulación en posponer eldespegue y pedir a control un espacio para detenerse y recibir ayuda. Control no percibe


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que la situación sea complicada y hace avanzar a la aeronave otro kilómetro más,posiblemente para dejar liberado el acceso de otras aeronaves, a la cabecera dedespegue de la pista 36R. Se puede razonar que el accidente no se hubiera producidosi el avión hubiera recibido prontamente la atención que requería. En un aeropuerto degrandes dimensiones se debería contar con posiciones remotas de estacionamientoestratégicamente elegidas, de manera que los aviones con problemas técnicos o de otraíndole que afecten a su seguridad puedan ser eficazmente apartados para recibirservicios. Entre los puntos de la trayectoria D y E el aeropuerto dispone de 12 posicionesde estacionamiento remoto, justo a la izquierda de la calle de rodaje M, y más adelanteuna plataforma de deshielo de la pista 36R.

Cuando ya se acercaba la aeronave a las proximidades de la cabecera de la pista 36R,la situación se hace insostenible. Con temperaturas en los conjuntos de freno afectadosde 485 °C, la tripulación decide entonces cancelar el despegue, estacionar el avión yrecibir asistencia técnica y asistencia de los servicios contra incendios de los bomberos.

En ausencia de una declaración de emergencia por parte de la aeronave, Control evadela cuestión de proporcionar asistencia de los bomberos y en cuanto a la asistenciatécnica resuelve que se la ha de proporcionar el agente de handling del operador y enel punto de parking del que había salido la aeronave. Sin lugar a duda el servicio decontrol era consciente de las dificultades que el vuelo QTR 068 estaba soportando porlas conversaciones de los distintos controladores bajo distintas frecuencias. Sin embargo,la visión del problema de cada uno de ellos era parcial y no llegaron a comprendercompletamente las demandas de la tripulación.

Se entiende por lo anterior que la asistencia proporcionada por control a la aeronaveera mejorable, y que podría haber atendido las dificultades de esta aeronaveconvenientemente sin que hubiera sido necesario haber declarado emergencia. Por estosmotivos se emite una recomendación de seguridad a AENA para que se revisen losprocedimientos de control para que, en el caso de que una aeronave solicite la atenciónde los bomberos, se reúna la información necesaria para una evaluación certera de lasituación y se proporcione la asistencia adecuada.

Alcanzar el lejano punto E había sido complicado por el estado en que se encontrabala aeronave; en el regreso la tripulación encaraba una prueba más difícil, como eravolver al punto de origen, pero esta vez en precario, iniciando de nuevo la rodadura conlos frenos ya recalentados. No debería haberse movido la aeronave de esa posición enel punto E, pero se explica la decisión de regresar al parking dada su situación: encampo abierto y sin la proximidad a un edificio de un aeródromo poco conocido paraellos, ya que no disponen su compañía de base de operaciones en él, y al que nollegaba la ayuda que de alguna manera pedían.

En su regreso se volvía a elevar enseguida la temperatura de frenos hasta 500 °C en elpunto F donde hizo una nueva espera. Reanudada la marcha, y tras unos cinco minutos


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de taxi, alcanzaba las proximidades del punto G. Entonces experimentó la aeronave eldesinflado de las dos ruedas lo cual imposibilitaba nuevos desplazamientos, frustrandolas intenciones de volver al parking T1. En esos momentos, 21:57 h, la autorización deControl para continuar rodando no recibe respuesta de la tripulación, que al insistirControl en su llamada, respondía con un escueto «stand-by», señal de que algo anormalse había sentido en la cabina de vuelo.

El FCOM hace referencia a una temperatura límite de 600 °C como temperatura máximaque no debe ser rebasada en ningún caso. El FCOM establece también una temperaturamáxima de frenos de 300 °C antes de inciciar la carrera de despegue. Contempla, porotro lado, los casos de calentamientos anormales y asimétricos de algunos de losconjuntos de frenos del A-300 estableciendo una diferencia máxima de 150 °C entreellos, lo que hacen sospechar que exista un agarrotamiento parcial de alguna de lasruedas.

Este accidente sin embargo demuestra que, un calentamiento prolongado contemperaturas que no superan los 500 °C, si se sigue rodando y acumulandocalentamiento por deformación de los neumáticos, puede llegar a producir durante lamarcha, no solo el disparo de los fusibles térmicos, sino la aparición de fuego por lapresencia de un material combustible que active la ignición del caucho de las ruedas. Latripulación, aunque observó el calentamiento anormal y asimétrico de los conjuntos defreno, no acertó, con las instrucciones del FCOM, a evaluar la gravedad de la emergencia.

Sería oportuno que los operadores y tripulaciones tuvieran una más completa instrucciónde cómo proceder en esos casos. Por ejemplo, se podría establecer nuevas limitacionespara rodar, igual que las hay para despegar, puesto que en la rodadura solo disponende la referencia de 600 °C como temperatura máxima a no rebasar en ningún caso.

Los tripulantes son los primeros que pueden advertir la existencia de problemas deagarrotamiento de frenos. Estos agarrotamientos lógicamente no pueden producirsesimultáneamente en todas las ruedas y los operadores deberían saber discernir, desdelas primeras manifestaciones de calentamiento asimétrico, si hay probabilidades de unproblema técnico o si las diferencias de calentamiento se deben a otras circunstancias,como puedan ser, por ejemplo, la operación con viento cruzado. Localizada ladisfunción, aunque no se sobrepasen límites absolutos de calentamiento, se deberíantomar acciones para prevenir casos extremos de exposición a calentamientos,especialmente cuando se producen rodaduras de gran longitud.

El límite establecido de 600 °C de máxima temperatura en alguna rueda puede serrealista en casos de calentamiento de frenos de corta duración, por ejemplo, tras unafrenada enérgica en un aterrizaje; sin embargo no se estima que esos límites seanconservativos en los casos de calentamientos continuados, en una operación extendida,en los que desaparece el efecto de pozo de calor que proveen las masas metálicas dela pata.


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A este respecto se emite una recomendación para el fabricante, para que se difundancriterios y límites operacionales, inferiores a los 600 °C, relativos al uso de los frenos enlos casos de operaciones anormales en tierra, de larga duración.

2.3. Evacuación

Dos minutos después del desinflado de las ruedas, y un minuto después de que latripulación hiciera una pausa en las comunicaciones con Control, el incendio estabadeclarado.

Fue otra aeronave quien primero informó, en castellano, de que había un incendio enla pata izquierda. Trasladada la información por Control en inglés a la tripulación, elcomandante tomó la decisión de evacuar la aeronave.

El incendio no es confirmado por control, que seguramente solo veía el costado derechode la aeronave, hasta que recibe la información de un coche FOLLOW ME que seencontraba por la zona y que entra en esos momentos en frecuencia 121,85 MHz. Losvehículos anti-incendios están llegando en esos instantes, pero ellos no comunican enla misma frecuencia; los bomberos enseguida controlan y extinguen el fuego. Al pedirla torre el cambio de frecuencia a la aeronave, frecuencia de 121,700 MHz que noestaba asignada a esa zona de rodaje, se impidió escuchar a bomberos, tanto en lafrecuencia de la zona 121,85 Mhz como en la frecuencia de emergencias 122,795 MHz.

Aunque el coche FOLLOW ME trata de comunicarse por señas con la tripulación auxiliarque ha abierto las puertas del avión para intentar detener la evacuación, ésta prosiguepara no aumentar la confusión del momento. Posiblemente se podría haber canceladoel desembarco si hubiera habido una mejor comunicación con los bomberos, aunque seentiende como lógica y razonable la decisión adoptada porque la cancelación pudieragenerar confusión en el pasaje y problemas añadidos posteriores.

A lo largo de toda la operación de carreteo o taxi se registraron más de cinco cambiosde frecuencia de radio con la intervención de distintos controladores que,fragmentariamente cada uno, conocieron las dificultades que experimentaba laaeronave. Los frecuentes cambios de control entorpecieron el seguimiento por parte decontrol de la operación.

Se da la circunstancia de que en los momentos iniciales de la evacuación, controltransmite a la aeronave la instrucción de cambiar sus comunicaciones a otra frecuenciadistinta de GMC; mientras tanto, Control sigue en comunicación con el coche FOLLOWME y con otra aeronave que está por la zona, pasando información, en castellano, sobrelos detalles de cómo se está desarrollando la evacuación.

Se estima que una comunicación más fluida y coordinada entre los distintoscontroladores que atendían las distintas frecuencias y la tripulación hubiera podido


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mejorar la toma de decisiones por la tripulación evitando incluso la aparición del fuegoy, unido a una comunicación de alerta de fuego en un idioma conocido por todas laspartes, pudo haber evitado incluso la evacuación de emergencia causante de las lesionesde algunos pasajeros.

3. CONCLUSIÓN

3.1. Conclusiones

• La aeronave experimentó un calentamiento asimétrico de los conjuntos de frenos 5 y 6.• La aeronave hizo un camino de rodaje muy largo, como exige la extensión horizontal

del aeropuerto de Madrid.• Se alcanzaron temperaturas de frenos mayores de 300 °C, con las cuales no se

permite el despegue.• La tripulación decidió proseguir el rodaje con paradas temporales para no rebasar los

límites de temperatura indicados en el FCOM (600 °C) con un amplio margen, ya quese detenían antes de que la indicación rebasara los 500 °C.

• Se alcanzaron incluso temperaturas de 500 °C en el regreso al parking. No habíadatos registrados relativos a presiones y temperaturas del sistema de frenos.

• No se facilitó a la aeronave un punto próximo de estacionamiento y no se le proveyóde la asistencia de bomberos que solicitaba, ya que no fue requerida la presencia debomberos por control de torre.

• Las comunicaciones se desarrollaron en distintas frecuencias con un último cambioque le excluyó de informaciones relevantes para la evacuación.

• Muchas conversaciones en frecuencia de torre con otras estaciones se desarrollabanen español, impidiendo que la tripulación estuviera al tanto inmediatamente de lo quepasaba.

• Se declaró un fuego que afectaba a las ruedas posteriores de la pata LH.• El incendio fue alertado con prontitud por otra aeronave rodando, fue atacado y

controlado también en poco tiempo.• Se ordenó una evacuación en la que se produjeron diversas lesiones a los pasajeros,

resultando uno de ellos grave.• La tripulación decidió no cancelar y detener la evacuación del pasaje en emergencia

ante la posibilidad de producir confusión en el pasaje y que se produjesen malesmayores.

3.2. Causas

Durante el largo rodaje para el despegue, se hizo evidente un sobrecalentamiento delconjunto de frenos de las ruedas n.° 5 y 6, ante lo cual la tripulación canceló eldespegue y decidió continuar el rodaje para regresar al aparcamiento asignado, perofinalmente se produjo el desinflado de las dos ruedas y el inicio de un fuego sobre ellas.


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• El calentamiento de los frenos de las ruedas n.° 5 y 6 se produjo por una presiónresidual atrapada en el circuito alternativo de frenos por el bloqueo de la servo-válvulade control de esta pareja de ruedas, debido a la presencia de alguna partícula dematerial de alta dureza en el líquido hidráulico.

• Se considera que el inicio del fuego fue debido a la gran acumulación de calor sobrelas ruedas afectadas, sin que hubiera con antelación fugas de líquidos inflamables, ya continuación de producirse el desinflado de las ruedas.

4. RECOMENDACIONES SOBRE SEGURIDAD

REC 08/10. Si bien el FCOM en su punto 2.05.32 da instrucciones de cómo discernirsi existe un agarrotamiento de frenos, la tripulación, basándose en esoscriterios, decidió continuar el rodaje y finalmente se produjo fuego. Porello se recomienda al fabricante que mejore el Procedimiento Anormal«Brake Temperature HI» para ayudar a las tripulaciones ante incrementosde temperatura paulatinos pero prolongados y rebajar el límite detemperatura de frenos para evitar la posibilidad de aparición de fuegosobre las ruedas.

REC 09/10. Se recomienda al Operador que refuerce la instrucción de sus pilotos dela flota A-300 para mejorar su capacidad de discernir la existencia de condiciones de frenos agarrotados y de adoptar las acciones yprocedimientos operativos que ayuden a combatir con eficacia esaanormalidad.

REC 10/10. Se recomienda al Operador que re-evalue y mejore las condiciones en quese realizan las sustituciones de componentes y recargas de hidráulico entodos aquellos entornos que le puedan surgir, para asegurar que en estastareas no se introduce en los circuitos hidraúlicos contaminación,especialmente con partículas de alta dureza.

REC 11/10. Se recomienda a AENA que mejore los procedimientos en el caso deaeronaves con dificultades, anomalías o emergencias, en particular paragarantizar en estos casos el intercambio de información y la coordinaciónentre controladores y con las tripulaciones, que se reduzcan en lo posiblelos cambios de frecuencia y se mantengan las comunicaciones en unidioma conocido por todas las partes, especialmente por todas lasaeronaves en frecuencia.

REC 12/10. Se recomienda a AENA que se revisen los procedimientos de control paraque, en el caso de que una aeronave solicite la atención de los bomberos,se reúna la información necesaria para una evaluación certera de lasituación y se proporcione la asistencia adecuada.


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ANEXO ICarta de Madrid-Barajas


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LOCALIZACIÓN

Fecha y hora Sábado, 3 de abril de 2010; 10:15 h local1

Lugar Aeródromo de Casarrubios del Monte (Toledo)

DATOS DEL VUELO

Tipo de operación Aviación general – Instrucción – Doble mando

Fase del vuelo Aterrizaje

INFORME


TRIPULACIÓN

Piloto al mando Alumno piloto


Licencia Piloto comercial de avión Alumno piloto

Total horas de vuelo 330 h 8 h

Horas de vuelo en el tipo 280 h 8 h

AERONAVE

Matrícula EC-HUV

Tipo y modelo CESSNA 172N

Explotador Aerotec

Motores

Tipo y modelo LYCOMING O320-H2AD

Número 1


Tripulación 2

Pasajeros

Otras personas

DAÑOS

Aeronave Importantes


RESUMEN DE DATOS

1 La referencia horaria es la hora local a lo largo del informe. La hora UTC se obtiene restando 2 horas a la local.

1. INFORMACIÓN FACTUAL

1.1. Antecedentes del vuelo

El sábado 3 de abril de 2010, la aeronave Cessna 172-N, matrícula EC-HUV, ocupadapor un alumno piloto y su instructor, despegó del aeropuerto de Madrid/Cuatro Vientospara realizar un vuelo de instrucción de doble mando. En primer lugar estuvieronhaciendo un vuelo de navegación y posteriormente se dirigieron al aeródromo deCasarrubios del Monte (Toledo) para realizar prácticas de tomas y despegues.

Llevaron a cabo 3 tomas y sus correspondientes despegues con total normalidad.

En la parte final de la aproximación de la que sería la cuarta toma, ya con la aeronavea una altura de unos 3 m sobre la pista, el alumno piloto perdió el control de laaeronave, que se desplazó hacia la derecha a la vez que se precipitaba contra el suelo.En ese momento el instructor tomó los mandos y trató de hacer «motor y al aire»,aunque no pudo evitar que el extremo del plano izquierdo impactase contra la pista, loque descontroló aún más la aeronave, que se precipitó otra vez contra la pista. En estaocasión el impacto se produjo con el extremo del plano derecho y con la pata de morro,produciéndose el colapso de esta última, a consecuencia de lo cual, la hélice golpeócontra el pavimento.

La aeronave quedó detenida en el lado derecho de la franja de pista, vista en el sentidode la aproximación, muy próxima a la pista y hacia la mitad de la longitud de ésta. Losocupantes pudieron abandonarla por sus propios medios después de haberla asegurado.

1.2. Información personal

El piloto instructor disponía de licencia de piloto comercial de avión, válida hasta 27-08-2013, de certificado médico de clase 1 y 2 válidos hasta el 25-01-2011 y 25-01-2015respectivamente, y de las siguientes habilitaciones:

Habilitación Válida hasta——————————————— ——————Multimotores terrestres de pistón 27-08-2010Monomotores terrestres de pistón 30-01-2012ATR 42/72 31-05-2010Vuelo instrumental 31-05-2010Instructor de vuelo 11-12-2011

Su experiencia de vuelo total era de 330 h, de las cuales 280 h eran en el tipo deaeronave del accidente. Como instructor acumulaba 89:18 h.

Boletín informativo 3/2010Informe técnico A-006/2010

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Se había incorporado al operador en octubre de 2009 y comenzó a dar instrucción devuelo en febrero de 2010.

El alumno piloto había iniciado su formación en la escuela en el mes de octubre de2009, y las clases de vuelo las había comenzado en febrero de 2010. Disponía deautorización de alumno piloto, expedida el 1-02-2010 con validez hasta el 26-02-2011,y certificado médico de clase 1 y 2 válidos hasta el 26-02-2011 y 26-02-2015respectivamente.

Desde ese momento hasta el día del accidente había realizado 5 vuelos, con unaduración total de 7:54 h, durante los cuales había hecho 18 tomas.

1.3. Información de aeronave

1.3.1. General

Matrícula: EC-HUV

Fabricante: CESSNA

Modelo: 172-N

Número de serie: 172-70374

Año de fabricación: 1978

MTOW: 1.043 kg

1.3.2. Motor

Fabricante: LYCOMING

Modelo: O-320-H2AD

Número de serie: RL-832976T

Instalado en la aeronave (procedente de overhaul) el 2-07-2007.

1.3.3. Mantenimiento

Horas célula 5.069,20 h

Horas motor desde overhaul: 1.887,50 h

Potencial motor hasta overhaul 112,50 h


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Últimas revisiones realizadas:

• Tipo 200 h, realizada el 3-11-2009 con 4.881,40 h• Tipo 100 h, realizada el 5-02-2010 con 4.981,40 h• Tipo 50 h, realizada el 12-03-2010 con 5.031,40 h

1.4. Daños a la aeronave

Plano izquierdo. Solamente tenía daños en su parte exterior. Se había desprendidola casi totalidad del wingtip, quedando únicamente unida al plano su parte inferior, quetenía marcas de roce de intensidad muy homogénea en toda su superficie. La parteexterior del plano se encontraba doblada hacia arriba un ángulo de 30°, a una distanciade 80 cm del extremo, afectando también al alerón.

Plano derecho. Mostraba un golpe de gran intensidad en el extremo del plano,concretamente en la parte inferior del borde de ataque, que había producido unadeformación hacia arriba de la parte delantera exterior del plano. Este impacto se habíatransmitido a través de la estructura del plano hasta el encastre, produciendodeformaciones que podían apreciarse en los paneles de revestimiento. Asimismo, aconsecuencia de estas deformaciones se había producido una pérdida de estanqueidaden el depósito de combustible de este plano.

Tren de morro. La pata de morro se encontró doblada hacia atrás debido a la roturade parte de su anclaje a la estructura. La rueda se había desprendido debido a la roturade la horquilla.

Fuselaje delantero. La parte inferior del fuselaje delantero, así como el capó inferiorde motor, tenían marcas y deformaciones producidas por su apoyo contra el suelo.

Hélice. Ambas palas de la hélice estaban fuertemente dobladas hacia adelante,mostrando múltiples marcas transversales.


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Figura 1. Fotografía del plano izquierdo Figura 2. Fotografía del plano derecho

1.5. Información meteorológica

El tiempo más probable el día 3 de abril de 2010 a las 10:15 h en el Aeródromo deCasarrubios del Monte (Toledo), sería de vientos en superficie del WSW, de 5 a 10 kt,poco nuboso, temperatura alrededor de los 9 °C. En niveles bajos, hasta los 5.000 ft, elviento sobre la vertical del aeródromo sería del SW aumentando con la altura hastaaproximadamente los 20 kt.

Los METAR de la base aérea de Getafe, situada a 27 km al Noreste del aeródromo deCasarrubios, correspondientes a las 09:00, 10:00 y 11:00 h del día del accidente, sonlos siguientes:

030700Z 27007KT 9999 SCT010 07/05 Q1015, cuyo significado es: viento dedirección 270° y 10 kt de intensidad, visibilidad igual o superior a 10 km, nubesdispersas (de 3 a 4 octas) a 1.000 ft, temperatura de 7 °C, punto de rocío 5 °C yQNH de 1.015 hPa.

030800Z 27013KT 9999 BKN008 08/06 Q1015, cuyo significado es: viento dedirección 270° y 13 kt de intensidad, visibilidad igual o superior a 10 km, nubesfragmentadas (de 5 a 7 octas) a 800 ft, temperatura de 8 °C, punto de rocío 6 °Cy QNH de 1.015 hPa.

030900Z 27011KT 9999 SCT010 09/05 Q1016, cuyo significado es: viento dedirección 270° y 11 kt de intensidad, visibilidad igual o superior a 10 km, nubesdispersas (de 3 a 4 octas) a 1.000 ft, temperatura de 9 °C, punto de rocío 5 °C yQNH de 1.016 hPa.


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Figura 3. Fotografía del tren de morro Figura 4. Fotografía de la hélice

En el aeródromo de Casarrubios hay instalada una estación meteorológica que, entreotros parámetros, registra valores de velocidad y dirección media del viento. Para elperiodo de tiempo comprendido entre las 9:50 y 10:50 h, ofrece los siguientes datos:

Intervalo (horal local) Dirección (media) Velocidad media (km/h)

09:50 – 10:00 247° 17,0

10:00 – 10:10 250° 18,0

10:10 – 10:20 248° 17,5

10:20 – 10:30 245° 22,5

10:30 – 10:40 242° 18,0

10:40 – 10:50 250° 20,0

1.6. Ensayos e investigaciones

1.6.1. Declaraciones de la tripulación del instructor

El instructor llegó a la escuela ese día a las 08:00 h, es decir, 1 h antes de la horaprevista de inicio del vuelo, y mantuvo una reunión de unos 30 minutos con el alumnoen la que revisaron la misión a realizar ese día, los procedimientos de emergencia, etc.

Después de ello, se fueron al avión. El alumno hizo la inspección prevuelo, supervisadopor el instructor, no encontrando ninguna anomalía en la aeronave.

La duración prevista del vuelo era de 2 horas, desde las 09:00 a las 11:00.

El despegue lo hicieron aproximadamente a la hora prevista. Las condicionesmeteorológicas en Cuatro Vientos eran buenas, si bien al llegar al punto W seencontraron una zona en la que la visibilidad estaba reducida, aunque la pudieronatravesar sin problemas, y más allá se recuperaron las condiciones visuales normales.

Se dirigieron a la zona Sur de Madrid, donde estuvieron haciendo prácticas denavegación, y posteriormente se encaminaron al aeródromo de Casarrubios para hacertomas y despegues.

La pista en servicio era la 26. Las condiciones de viento eran: dirección 220°/230° y deunos 10 kt de intensidad, que incidía sobre la aeronave de cara y de la izquierda.Hicieron tres tomas y despegues, con flaps a 10°, 20° y 30°.

En la cuarta toma, con flap a 30°, y con una velocidad indicada de 65 KIAS, que es5 kt superior a la estándar para compensar el viento de cara, al hacer la recogida, aunos 5 m de altura, una ráfaga de viento, proveniente de la misma dirección que el


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viento presente, empujó al avión, dejándolo en una actitud de morro muy alto, alabeadoa la derecha y desplazado a la derecha de la pista.

En ese momento el instructor le indicó verbalmente al alumno que tomaba los mandosy asumió el control de la aeronave. Sonó el aviso de pérdida, justo después de la racha.El instructor aplicó potencia máxima e intentó alabear a la izquierda para situarse sobrela pista, bajó el morro del avión y quitó un punto de flap, con la intención de hacer«motor y al aire». Finalmente, no consiguió remontar el vuelo y la aeronave entró enpérdida, precipitándose en picado hacia el suelo.

Una vez detenido el avión, lo aseguraron y lo abandonaron.

2. ANÁLISIS

De acuerdo con la información recabada, los aterrizajes se realizaron por la pista 26,que era la que estaba en servicio en ese momento.

La predicción meteorológica presentaba un panorama con vientos del oeste-suroeste,de intensidad variable entre 5 y 10 kt, y en los niveles bajos, viento del suroeste conintensidad de 20 kt.

La estación meteorológica situada en el mismo aeródromo registró entre las 9:50 y las10:50 h valores un poco más precisos, en los cuales la dirección oscilaba entre los 242°y los 250° (vientos del suroeste) y la velocidad media entre 17 km/h y 22,5 km/h (entre9 y 12 kt aproximadamente).

Con esas condiciones meteorológicas, se puede afirmar que los aterrizajes se produjeroncon viento ligeramente cruzado desde la izquierda, aunque con un ángulo de incidenciamenor de lo que la tripulación pensaba, según recordaron después (dirección entre 220°y 230°).

La información que ofrecieron los miembros de la tripulación fue que la toma que diolugar al incidente se realizó con los flaps desplegados 30°, es decir, con máximo ángulo.Con esta configuración es cuando proporcionan la máxima sustentación, y a la vezpresentan la máxima resistencia, y se suele utilizar cuando se realizan aproximacionescon mucha pendiente. Asimismo, con los flaps totalmente desplegados el avión es mássensible a la acción del viento, siendo su comportamiento menos estable.

De la declaración de la tripulación se desprende que la maniobra de recogida pudo serexcesiva, quedando tras ella la aeronave con una actitud de morro alto y posiblementecorta de velocidad.

Estando la aeronave en esas condiciones, una racha de viento incidiendo desde laizquierda pudo producir los efectos que relató la tripulación: incremento de la elevación


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del morro, alabeo a la derecha y reducción de la velocidad, llegando a sonar el avisadorde pérdida, produciéndose ésta a continuación.

En ese momento el instructor tomó los mandos. Aumentó los gases, alabeó a laizquierda, no sólo para contrarrestar la inclinación a la derecha que tenía el avión, sinotambién para colocarlo sobre la pista, bajó el morro y subió un punto de flap, pero noconsiguió recuperar la pérdida.

Durante un viraje disminuye la velocidad de la aeronave a la par que se produce unincremento de la velocidad de entrada en pérdida. Por su parte, la retracción del flapgenera una disminución de la sustentación del ala.

Si se hubiera contrarrestado el alabeo solamente para nivelar la aeronave y permitir queésta ganase velocidad sobrevolando la franja de pista y después, ya con una velocidadmás elevada, se hubiera actuado para retraer el flap, probablemente se habríaconseguido minimizar la altura perdida por la aeronave, y quizás evitar que éstaimpactase contra la pista. En cualquier caso, la altura sobre el suelo era muy reducida,por lo que apenas existía margen para resolver la situación y evitar el impacto con elterreno.

3. CONCLUSIONES

Se considera que este accidente fue causado probablemente por una entrada en pérdidamotivada por la incidencia de una ráfaga de viento inmediatamente después de efectuarla recogida para el aterrizaje que situó al avión en una actitud de excesivo ángulo deataque. La tripulación no logró recuperar la pérdida de forma efectiva antes del impactocon el suelo.


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LOCALIZACIÓN

Fecha y hora Domingo, 6 de junio de 2010; 16:10 h local1

Lugar Aeródromo de Totana (Murcia)

DATOS DEL VUELO

Tipo de operación Aviación general – Placer

Fase del vuelo Despegue

INFORME


TRIPULACIÓN

Piloto al mando

Edad 53 años

Licencia Piloto privado de avión (PPL(A))

Total horas de vuelo 193:30 h

Horas de vuelo en el tipo 82 h

AERONAVE

Matrícula EC-KYX

Tipo y modelo PIPER PA-38-112

Explotador Privado

Motores

Tipo y modelo LYCOMING O-235-L2C

Número 1


Tripulación 1

Pasajeros 1

Otras personas

DAÑOS

Aeronave Menores


RESUMEN DE DATOS

1 La referencia horaria es la hora local. Para hallar la hora UTC deben restarse dos unidades.

INFORME TÉCNICO IN-016/2010

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1. INFORMACIÓN SOBRE LOS HECHOS

1.1. Descripción del suceso

El avión Piper PA-38-112 de matrícula EC-KYX había partido del aeropuerto de Almeríaa las 12:00, con dos ocupantes a bordo y destino al aeropuerto de San Javier (Murcia),para realizar un vuelo de carácter privado.

Según informó el piloto, cuando llevaba una hora de vuelo y se encontraba volando a5.000 ft de altitud con rumbo norte, en las proximidades de Totana (Murcia), observóuna bajada de las revoluciones del motor y que este no funcionaba con normalidad, sinque se llegase a parar en ningún momento, por lo que decidió tomar tierra en el campode vuelo de ultraligeros de Totana. Se incorporó en el tramo de viento en cola a laizquierda de la pista 21 y aterrizó con normalidad.

Después de tres horas parado en ese campo, puso en marcha el avión, realizó la pruebade motor y despegó por la misma pista 21 con viento del sureste de intensidad 10 kt y

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Figura 1. Croquis del incidente

rachas de hasta 25 kt. Inmediatamente después de la rotación el motor se paró, y elavión cayó al suelo desde muy poca altura.

Las huellas encontradas en el suelo indicaban que el avión tocó en el suelo con las ruedasdel tren principal y que a continuación se salió por el margen derecho de la pista, volvióa ella, y finalmente pasó aproximadamente a 1 m de altura por encima del final de lapista, quedando detenido en un terreno arado en la prolongación del eje. Durante elrecorrido el avión se elevó ligeramente y golpeó contra el suelo en varias ocasiones. Enel impacto que tuvo lugar tras rebasar el final de la pista, se rompió la rueda derecha.

Los ocupantes resultaron ilesos y abandonaron la aeronave por sus propios medios.

Durante el recorrido, se desprendió la pata derecha al golpear contra un saliente delterreno y quedó depositada en el mismo lugar del impacto, aproximadamente a 70 m.de donde quedó detenido el avión.

También tuvo daños de importancia la pata de morro, cuyo mecanismo, al deformarse,arrancó el tornillo de sujeción y produjo un agujero en el cárter del motor, por dondese perdió todo el aceite.

El plano izquierdo presentaba una deformación en el borde de ataque en un puntocercano a la punta y el plano derecho otra deformación similar, también en el borde deataque, pero cerca del encastre.

Una de las palas de la hélice no presentaba daños y la otra tenía una ligera deformaciónhacia atrás.

1.2. Información sobre el piloto

El piloto, de 53 años de edad, contaba con la licencia de piloto privado de avión PPL(A),desde marzo de 2009. Tenía una experiencia total de 193:30 h de vuelo, de las cuales82 h las había realizado en el tipo, habiendo realizado el resto en distintos aviones(CESSNA 172, RALLYE COMODORE, TECNAM 92 y 96, A 22 y ZENAIR 801).


El avión fue fabricado en 1979 con número de serie 38-79A0751. Contaba con elcertificado de aeronavegabilidad en vigor y había pasado las siguientes revisiones demantenimiento:

• El 19 de enero de 2009 se llevó a cabo una reparación general («top overhaul») coninstalación de varias piezas nuevas entre las que se encontraban los piñones de labomba de aceite, un árbol de levas y cuatro ejes de balancín. También se realizó una

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Boletín informativo 3/2010 Informe técnico IN-016/2010

revisión general («overhaul») del carburador, alternador, encendido, magnetos ybomba de vacío, así como una prueba del motor en banco.

• El 9 de julio de 2009 se hizo la revisión de 50 h.• El 29 de enero de 2010 se realizó la revisión de 100 h.

Su manual de vuelo indicaba que la máxima componente de viento cruzado demostradaes 15 kt.

Los procedimientos del avión indican que durante el despegue debe estar puesta labomba de combustible. En las listas de chequeo se refleja concretamente que debe serdurante la puesta en marcha del avión cuando se debe conectar la bomba, y mantenerlaen esa posición durante el despegue.

1.4. Inspección posterior al incidente

En la inspección posterior al incidente se comprobó que el depósito izquierdo teníaaproximadamente 27 l (7,13 gal) de combustible y el depósito derecho 14 l (3,69 gal)2.

No se pudo determinar desde cuál de los depósitos se estaba alimentando al motor enel momento del incidente, porque la llave de combustible en cabina estaba cortada y elpiloto no lo recordaba con exactitud. No obstante, al inspeccionar todo el sistema decombustible, se comprobó que desde el depósito ubicado en el plano derecho nollegaba alimentación a la válvula selectora, y por lo tanto, tampoco al motor.

El filtro de combustible estaba limpio, pero una de las piezas de conexión que unía latubería de salida del depósito derecho con la tubería de entrada en la válvula selectorase encontró parcialmente obstruida por un pequeño trozo de plástico de 5 mm delongitud (figuras 2 y 3). El diámetro de la tubería es de 12,7 mm (1/2”).

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2 Este avión tiene una capacidad total de 121 l (32 gal), de los cuales 7,5 l (2 gal) no son consumibles.

Figura 2. Conector parcialmente obstruido Figura 3. Restos vistos al microscopio

Se desmontaron tanto el carburador como la bomba de combustible para realizarpruebas funcionales a ambos elementos, no encontrándose ningún tipo de daño odisfunción en ninguno de ellos.

La bomba de combustible estaba desconectada, aunque no se pudo precisar si lo habíaestado durante la operación de despegue o fue desconectada posteriormente alaccidente.

Tampoco se encontró ningún otro elemento del motor que presentase algún fallo ocualquier tipo de irregularidad en su funcionamiento.

La hélice presentaba una ligera deformación hacia atrás en una de sus palas. Las huellasque dejó en el suelo durante su recorrido se correspondían con un ligero trazo recto ycontinuo y estaban en los mismos tramos que las marcas que dejaron las ruedas del trenprincipal durante la trayectoria en tierra.

Figura 4. Fotografía de la hélice y detalle de la pala dañada

2. ANÁLISIS

En relación con la disfunción que sufrió el motor en vuelo, que según informó el pilotole llevó a tomar la determinación de aterrizar en el campo de ultraligeros, no se hallaronindicios que determinaran que tipo de fallo se pudo producir para provocar una bajadaen las revoluciones del motor.

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Respecto al incidente que se produjo durante el despegue después de haber estado elavión parado un intervalo de tiempo cercano a tres horas, se pueden sacar algunasconclusiones basadas en la inspección posterior al accidente.

Las huellas dejadas en el terreno permiten afirmar que una vez realizada la rotación yhasta el momento del impacto final, la aeronave tocó el suelo y se elevó a poca altura,en al menos cuatro ocasiones. La trayectoria que describió no fue rectilínea, sino quediscurrió en parte por la derecha de la pista, para después volver sobre ésta y extendersefinalmente por la prolongación del eje. Las marcas continuas y poco profundas dejadaspor la hélice en el suelo confirmarían que estaba parada cuando se produjo el primerode los impactos, lo que sería indicativo de que el motor estaba parado antes del primerimpacto.

La rueda derecha del tren principal se desprendió en el primer choque que tuvo una vezrebasado el final de pista. La ausencia de huellas de arrastre desde ese punto hasta ellugar donde quedó depositado el avión, unos 70 m más adelante, indicarían que esteúltimo tramo lo recorrió por el aire. El impacto final se produjo cuando el avión contabacon poca velocidad de traslación y desde muy poca altura, ya que no había marcas queindicaran ningún desplazamiento hacia delante.

Durante la inspección se constató que el depósito de combustible del plano derechotenía 14 l (3,69 gal), cantidad esta superior al remanente que no es consumible, queson 3,78 l (1 gal). Se constató también que desde el depósito derecho no le habíallegado combustible a la llave selectora en cabina y tampoco al motor, y se descubrióuna pequeña obstrucción parcial en el tramo del circuito que iba desde el depósito dellado derecho a la llave selectora. Por el contrario, se comprobó que desde el depósitoizquierdo llegaba combustible tanto a la llave como al motor. Esto hace pensar que enel momento del despegue llevaba seleccionado el depósito derecho.

De acuerdo con estos indicios, y teniendo en cuenta la información disponible referentea la dirección y velocidad del viento en el momento del despegue, éste se produciría conviento variable incidiendo desde el lado izquierdo (situación de viento cruzado). Cuandoalcanzó la velocidad de rotación el avión se fue al aire, pero seguramente con lascondiciones cambiantes del viento, es probable que no lograra mantenerse en el aire yprogresar normalmente con el ascenso. La incidencia del viento desde el lado izquierdo,que en algunos momentos pudo exceder a la máxima componente demostrada para esteavión, pudo producir un alabeo hacia la derecha, que transitoriamente desplazaría elcombustible del depósito derecho hacia la punta. No hay certeza de si llevaba conectadao no la bomba de combustible, aunque es probable que ocurriera esto último.Precisamente el empleo de la bomba está especialmente indicado en el despegue, deacuerdo con el manual de vuelo, para garantizar el suministro de combustible al motoren esa fase. Por último, la partícula que se encontró en el tramo de salida del depósitohacia la llave selectora pudo provocar una obstrucción parcial del flujo que agravaría elfuncionamiento continúo del motor. Con todo el motor se terminó parando.

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3. CONCLUSIONES

Se puede considerar que la causa probable del incidente fue la ejecución del despeguecon una intensidad de viento cruzado que seguramente excedió el límite demostradopara el avión, en combinación con una parada de motor producida probablementeporque la alimentación del combustible hacia el motor se vio interrumpida por unaobstrucción parcial en el circuito desde el depósito a la llave selectora, y porqueprobablemente la bomba de combustible no estaba conectada durante el despegue porlo que los movimientos del combustible en el interior del depósito pudieron provocarun corte del flujo hacia el motor.

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Addenda Bulletin 3/2010

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ADDENDA

Reference Date Registration Aircraft Place of the event

IN-045/2006 27-07-2006 EC-IJF Bombardier CRJ200 29.8 NM east of Barcelona Airport .. 95CL-600-2B19 FL 235

A-053/2006 08-09-2006 A7-ABV Airbus 300-600 Madrid-Barajas Airport ..................... 127(B4–622R)


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F o r e w o r d

This report is a technical document that reflects the point of view of the CivilAviation Accident and Incident Investigation Commission (CIAIAC) regardingthe circumstances of the event and its causes and consequences.

In accordance with the provisions of Law 21/2003 and pursuant to Annex 13of the International Civil Aviation Convention, the investigation is ofexclusively a technical nature, and its objective is not the assignment ofblame or liability. The investigation was carried out without havingnecessarily used legal evidence procedures and with no other basic aim thanpreventing future accidents.

Consequently, any use of this report for purposes other than that ofpreventing future accidents may lead to erroneous conclusions orinterpretations.

This report was originally issued in Spanish. This English translation isprovided for information purposes only.

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A b b r e v i a t i o n s

00° Degrees00 °C Degrees centigradeAENA Spain’s airport and air navigation authorityAGB Accessory GearboxAMM Aircraft Maintenance ManualARM Airworthiness Review MeetingATC Air Traffic ControATPL Airline Transport Pilot LicenseBEA Bureau d’Enquêtes d’Accidents (France)BSCU Brake Steering Control UnitCMM Component Maintenance ManualCPL Commercial Pilot LicenseCRM Cockpit Resource ManagementCSN Cycles Since NewCSO Cycles Since OverhaulCVR Cockpit Voice RecorderDFDR Digital Flight Data RecorderDME Distance Measuring EquipmentEASA European Aviation Safety AgencyECAM Electronic Centralized Aircraft MonitoringEGPWS Enhanced Ground Proximity Warning SystemEICAS Engine Indication and Crew Alerting SystemEPR Engine Pressure RatioFA Flight AttendantsFAA Federal Aviation AdministrationFCOM Flight Crew Operations ManualFDR Flight Data Recorderft Feetg Gravity accelerationGMC Ground Movement ControlGS Ground speedh Hour(s)HP HorsepowerhPa Hectopascal(s)HPT High Pressure TurbineITT Inter-Turbine Temperaturekg Kilogram(s)km Kilometer(s)kt Knot(s)LH LeftLP Low PressureLPT Low Pressure Turbinem Meter(s)MAC Mean Aerodynamic ChordMETAR Meteorological Aerodrome ReportMFC Main Fuel ControlMHz MegahertzMLG Main Landing GearMTOW Maximum Take Off WeightNM Nautical MilesNTSB National Transportation Safety BoardP/N Part NumberPF Pilot FlyingPNF Pilot Not FlyingPRH Pilot Reference HandbookRH Right


A b b r e v i a t i o n s

RPM Revolutions Per MinuteRTO Rejected Take-OffS/N Serial NumberSOV Shut off ValvesTOW Takeoff WeightTSN Time Since NewTSO Time Since OverhaulTWR Control towerUTC Coordinated Universal TimeVG Variable GeometryVOR VHF Omnidirectional Range

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REPORT IN-045/2006

LOCATION

Date and time Thursday, 27 July 2006; 22:15 local time

Site 29.8 NM east of Barcelona Airport, FL 235

FLIGHT DATA

Operation Commercial air transport – Scheduled – International – Passenger

Phase of flight En route – Climb

REPORT

Date of approval 7 October 2010

CREW

Pilot in command Copilot

Age 36 years old 29 years old

Licence ATPL CPL

Total flight hours 5,100 h Not available

Flight hours on the type 3,950 h 1,714 h

AIRCRAFT

Registration EC-IJF

Type and model BOMBARDIER CRJ200 CL-600-2B19

Operator Air Nostrum LAM

Engines

Type and model GENERAL ELECTRIC CF34-3B1

Number 2

INJURIES Fatal Serious Minor/None

Crew 4

Passengers 44

Third persons

DAMAGE

Aircraft Heavy damage to left engine

Third parties None

DATA SUMMARY

Report IN-045/2006

1. FACTUAL INFORMATION

1.1. History of the flight

On 27 July 2006, aircraft EC-IJF, callsign AN8174, was operating out of Barcelonaairport en route to Basel. For the cockpit crew, consisting of the captain and copilot, itwas the first flight of the day. For the two members of the cabin crew, who wereattending to the 44 passengers onboard, it was the second flight after two hours ofactivity. The aircraft had started its operation at 07:37, the incident flight being theeighth and last of the day.

The aircraft took off normally at 22:01:22 from runway 25R. Six minutes later they werecleared by ATC to deviate from instrument departure DALIN 1D to fly around a stormarea. Fourteen minutes into the flight, at 22:15:43, in an area without any weatherproblems, there was a loud bang followed by strong jolts. The aircraft was 29.8 NMeast of Barcelona airport flying over the Mediterranean Sea. The airplane was climbingthrough 23,515 ft. Its speed was 248 kt and its heading 060°.

The following warnings were immediately received: left engine reverser unlocked, smokein the lavatory, left engine low oil pressure and, seven seconds after the bang, fire in theleft engine. The crew combated the emergency by entering the engine fire procedure.As recorded on the CVR, the engine was shut down off 16 seconds after the fire warningwas received and the first fire extinguishing bottle was discharged after 71 seconds. Sincethe fire warning did not clear, they discharged the second bottle, which also failed toextinguish the fire. They declared an emergency to ATC and decided to return toBarcelona airport. While flying toward the field on a heading of 250°, the crew executeda 360° turn to lose altitude and start the final approach. The cabin crew prepared thepassengers for an emergency landing with a possible evacuation on the runway.

At 22:25:30, with the aircraft on short final and after 9 minutes and 40 seconds, theleft engine fire warning cleared. The aircraft landed with a single engine on runway 25Rand came to a stop on exit taxiway GA at 22:29:27.

The cockpit crew ordered an evacuation at 22:29:44 out the right side using the frontand rear doors. The firefighting service, which had been alerted, was present during theevacuation and applied firefighting foam as a precaution, though at that time they didnot notice any flames or smoke coming from the engine.

All 48 people onboard were uninjured. The aircraft suffered significant damage, but onlyto the left engine.

1.2. Damage to aircraft

The damage to the aircraft was confined strictly to the left engine. A cursory glancerevealed that a fan blade and the upper and lower access cowls had detached, as well

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Addenda Bulletin 3/2010 Report IN-045/2006

Figure 1. Left engine of aircraft EC-IJF after the incident

as areas where an intense fire had burned through. There was no damage to the restof the aircraft.

1.3. Personnel information

1.3.1. Information about the captain

The captain, 36 years of age, had an airline transport pilot license and CRJ-100 andinstrument ratings, all valid and in force at the time of the incident.

He had been working for Air Nostrum since the year 2000. He had a total of 5,100flight hours and had flown 3,950 h on the CRJ, 2,300 as a copilot. As captain he hadaccumulated 1,650 h since August 2004. In the 24 hours prior to the incident he hada total of 3:20 h of flight activity. The incident flight was his first flight of the day. Hewas seated in the LH seat.

As part of the initial and ongoing training he had received since joining the company,he had taken an initial and four refresher courses on cockpit resource management(CRM), the last of these on 1 June 2006, two months before the incident.

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Report IN-045/2006

1.3.2. Information about the copilot

The copilot, 29 years of age, had a commercial pilot license and valid and in force CRJ-100 and instrument ratings at the time of the incident.

He had been working for Air Nostrum since 2004 and had accumulated 1,714 h, all asa CRJ copilot. Like the captain, he had a total of 3:20 h of flight activity in the 24 hoursprior to the incident. The incident flight was the first of the day. He was seated in theRH seat and was the pilot flying at the time of the incident.

As part of the initial and ongoing training he had received since joining the company,he had taken an initial and two refresher courses on cockpit resource management(CRM), the last of these on 26 April 2006, three months before the incident.

1.3.3. Previous flights of captain and copilot as a crew

Since the time when the copilot joined the company two years before, the two hadflown together prior to the incident flight on 24, 25 and 26 July 2006 and on 8 July2005.

1.3.4. Information about cabin crew

The two flight attendants had valid and in force licenses and medical certificates on thedate of the event. The purser was 27 years old and had 1,536 h at the company. Thesecond attendant was 23 years old and had accumulated 91 hours. Their flight activityon that day had begun when they took over as the cabin crew on aircraft EC-IJF atBologna airport (Italy) on the flight prior to the incident. They had been working for justover two hours.

1.4. Aircraft information

1.4.1. General

The BOMBARDIER CANADAIR CL-600-2B19 CRJ-200 is a twin-engine jet with a capacityfor 50 passengers and is intended for use in regional and short-range flights. Itsmaximum takeoff weight is 23,133 kg.

The incident aircraft, S/N 7705, had been manufactured in 2002 and delivered to AirNostrum in November 2002. On the date of the incident it had all the authorizations,certificates and insurance required for the conduct of public passenger transportoperations.

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1.4.2. Status of aircraft and maintenance

The aircraft was factory equipped with two General Electric GE CF34-3B1 engines, S/NGE-E-873549 (left engine) and GE-E-873548 (right engine).

At the time of the incident both engines had accumulated a total of 10,896 h (TSN)and 8,899 cycles (CSN). The left engine was manufactured in June 2002 and installedon the incident aircraft S/N 7705 EC-IJF in September 2002, prior to aircraft delivery byBombardier to Air Nostrum in November 2002.

As for maintenance, on 15 August 2003 the main fuel control (MFC) on the left enginewas replaced in conformance with General Electric service bulletin 73-034, which wasissued on February 10, 2003. The same action was carried out on the right engine halfa year later, on 4 January 2004. In the time since this replacement, the left engine hadoperated for 8,601 h and 7,064 cycles. There were no maintenance entries in theengine log book related to the fan blades.

1.4.3. General Electric GE CF34-3B1 engine

The CF34-3B1 is a dual shaft turbofan engine with a high bypass ratio.

In the low pressure (LP) shaft, the single-stage fan is driven by the four-stage lowpressure turbine (LPT). The fan consists of a wheel of 28 blades joined to a disk. Eachblade is made of a single piece of forged titanium weighing some 1.2 kg. 100% N1 isequivalent to 7,400 RPM. The high pressure (HP) shaft consists of a 14-stage compressorand a high pressure turbine (HPT) with two stages. Its nominal RPM value at 100% N2is 17,820. Both shafts rotate clockwise as seen from the exhaust end. The location ofthe engine components is generally expressed in terms of a hypothetical clock face asseen from behind. The main fuel control (MFC) is thus at the 8 o’clock position, on theleft side.

Six of the 14 HP compressor stages feature a variable geometry (VG) system thatmodifies the position of the stator vanes by means of two actuators that rely onhydraulic force provided by the fuel.

The lubrication system for the seven bearings that support the two engine shaftscontains a maximum of seven liters of oil.

The fan discharge airflow can be reversed via blocker doors that deploy in the fandischarge duct when the fan reverser translating cowl moves aft.

The accessory gearbox (AGB) is located ahead of the accessory compartment and hasthree attachment points, at 3:00, 6:00 and 9:00. These points are frangible so as to

99

Report IN-045/2006

protect the AGB casings. There is a secondary attachment that limits the movement ofthe box as a whole should the main attachments fail. The main fuel pump (MFP) andmain fuel control (MFC) is attached at the base of the AGB.

1.4.4. Engine cowls and fairings

The engine is shrouded in various cowls and fairings that provide it with a taperedaerodynamic surface. The casings, cowls and fairings create annular compartmentsaround the engine within which flows a stream of air to provide cooling and to ventpossible inflammable vapors. For ease of cooling the core cavity is divided into 2 zones(forward compartment or zone A and aft compartment or zone B) by a radial fireshield,located just aft of the high pressure turbine. The air supply for the forwardcompartment enters through 31 holes and exits through 4 holes. The air supply for theaft compartment enters through 4 holes. By way of reference to the descriptionsprovided in this report, we note the following components:

• Upper and lower access cowl.• Translating cowl.• Upper and lower core cowl. These are hinged and latched so as to provide access to

accessories and other engine components. These cowls are supported and closed atopa firewall that isolates the accessory compartment area from the exhaust and lowpressure turbine. At the 11:00 position there is a blow out door that releases pressureto the outside in the event of an excessive pressure rise.

• Exhaust nozzle fairing.

1.4.5. Fire protection systems

The aircraft has a fire detection and extinguishing system that responds to engine fireor overheat conditions.

There are two engine detection zones: the core or the compartment under the engine cowls (which triggers an ENG FIRE message on EICAS) and the area under theexhaust pipe fairings (which triggers a JET PIPE OVHT message on EICAS). Each ofthese zones is equipped with two detection loops to ensure system redundancy. Whena fire or overheat condition is detected in the engine core, a visual ENG FIRE warning is generated on EICAS, the ENG FIRE PUSH button illuminates and the firebell sounds.

The suppression system consists of two bottles that can be discharged into eitherengine. The discharge first requires pressing the ENGINE FIRE PUSH button in thecockpit, which closes the shutoff valve, SOV, and then the BOTTLE ARMED PUSH TO

100



DISCH. The system is designed to combat a confined fire detected within the enginenacelle’s compartments.

In the lavatory there is a smoke detector that, if triggered, turns on the SMOKE TOILETcaution.

1.4.6. Fuel system

The fuel system on this aircraft allows cutting off the fuel supply from the tanks, locatedin the wings, to the engines at two points. The first is in the center box at the outletof the tanks and relies on two SOVs (shutoff valves), one for each engine; the secondis in the main fuel control (MFC), located in the engine. The manufacturer estimatesthat there is a maximum of 4.06 liters of fuel between these two cutoff points.

If the ENG FIRE PUSH button is pressed in the cockpit, the fuel SOV for that side closes,the BOTTLE ARMED PUSH TO DISCH button illuminates and the ENG SOV CLSDmessage appears on EICAS. In addition, if the thrust lever is retarded in the cockpit tothe cutoff position, the main fuel control will close.

1.4.7. EICAS warnings

The aircraft is equipped with a central advisory system, which is a part of EICAS (EngineIndicating and Crew Alerting System), and that generates visual and aural messages tonotify the crew of conditions, alerts, cautions and warnings associated with aircraftsystems. Depending on the nature of the problem, only visual warnings, or visual andaural signals, may be generated.

According to information in the maintenance manual, the way the messages recordedon the flight of EC-IJF are displayed on EICAS is as follows:

• Fire in engine core: warning advisory that displays the words L ENG FIRE in red onthe EICAS screen. At the same time the master warning red pushbutton flashes anda triple chime sounds, followed by the fire bell.

• Low oil pressure: warning notification that displays the words L ENG OIL PRESS in redon the EICAS screen. At the same time the master warning red pushbutton flashesand a triple chime sounds, followed by the synthetic voice “ENGINE OIL”.

• Reverser unlocked: caution notification that displays the words L REV UNLOCKED inamber on the EICAS screen. At the same time the master caution amber pushbuttonflashes and a single chime sounds.

• Smoke in lavatory: caution notification that displays the words SMOKE TOILET inamber on the EICAS screen. At the same time the master caution amber pushbuttonflashes and a simple chime sounds, followed by the synthetic voice “SMOKE”.

101

Report IN-045/2006

1.4.8. EGPWS “TOO LOW TERRAIN” warning

The CRJ-200 has a ground proximity warning system (EGPWS) that monitors the flightstatus of the aircraft with relation to the terrain and alerts the crew if necessary. One ofthis system’s modes of operation, mode 4B, was activated while aircraft EC-IJF was onapproach, generating the “TOO LOW TERRAIN” warning. This aural notification istriggered when the gear is down, the flaps are not in a landing configuration and theaircraft crosses a linear boundary defined between 1,000 and 245 ft at a speed in excessof 159 kt. This warning can be cleared in the cockpit by pressing the FLAP OVRD button.

1.5. Flight recorder and ATC information

The data from the flight data recorder (DFDR, FA2100, P/N 2100-4343-00 and S/N000188834), the cockpit voice recorder (CVR, FA2100, P/N 2100-1020-00 and S/N000187083) and the communications with ATC services allowed investigators toreconstruct the sequence of events that occurred on the flight. The data correlationbetween the DFDR, CVR and ATC shows an average delay of seven seconds in the timereferences provided by ATC with respect to those of the DFDR. The time references usedin this section correspond to the local time as recorded by ATC.

Figure 2. Complete flight path

22:19:14

ENGINE OIL warning

clears

22:19:58

ENGINE OIL

warning reappears

22:21:02

Autopilot disengaged22:22:27

Turn to lose alt

cambio a

sector T222:17:23 (+100 sec)

2nd bottle

discharged

22:17:01 (+78 sec)

1st bottle discharged

22:16:15 (+32 sec)

ATC emergency

22:16:06 (+23 sec)

Start engine fire procedure

(switch of engine)

22:15:43

LEFT ENGINE FAILURE

23,515 ft and climbing at 248 kt

(+0 sec) N1 vibrations increase to 2.4MILS

(+1 sec) Drop in N1 and reverser unlocked

(+3 sec) ENGINE OIL and fuel flow at 0 pph

(+4 sec) Lavatory smoke caution

(+7 sec) Left engine fire

22:10:41

17,313 ft and climbing

Cleared to FL300

22:09:42


Start straight leg on HDG 50°-60° and 250 kt

22:07:18

11,200 ft and

climbing

Turn to avoid

storms

22:03:59


Cleared to FL190

21:53:58

Left engine start-up

22:01:22

Start takeoff run

22:28:36

Touchdown 156 kt flap 20

22:29:27

Aircraft stops

22:29:44

Evacuation

22:25:30

End fire warning clears

change to

TWR

change to

sector T3

change to

sector XAL 5

4

3

2

1

13

12

11

10

9

8

7

6

Barcelona

airport

102



The flight lasted a total of 36 minutes from the initial engine startup to shutdown. Figures2 and 3 show the complete flight of aircraft EC-IJF. The first 22 minutes (points 1 to 5 inFigures 2 and 3) transpired without incident and with the engines working normally. Theaircraft climbed, requested a turn to avoid an area of storms and continued climbing ona course of 50°-60° and an average GS of 250 kt (segment 5-6 in Figures 2 and 3).

At 22:15:43, with the aircraft at an altitude of 23515 ft, at 248 kt and climbing, theleft engine failed (point 6 in Figures 2 to 5). At that instant the left engine N1 RPMsindicated 93.2% and the ITT temperature was 780 °C. On takeoff, at sea level and withtakeoff thrust, the N1 RPMs were 87.6% and the ITT temperature was 790 °C. Therecorders show the following after the failure:

• Left engine N1 vibrations at 2.4 mils and vertical acceleration at –1.32g.• At t = +1 second the left engine reverser unlocked and N1 started to fall.• At t = +3 seconds the left engine low oil pressure was received and the fuel flow to

the left engine dropped to zero.• At t = +4 seconds lavatory smoke caution activated.• At t = +7 seconds left engine fire warning activated.

Figures 4 and 5 show the progression of the engine failure parameters for one and twominutes, respectively.

Figure 3. Complete flight: flight parameters, fire, N1 and N1 vibration advisories and autopilot setting

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Figure 4. Engine parameters during failure: 1 minute

Figure 5. Engine parameters during failure: 2 minutes

104



Within 16 seconds of the fire warning (23 seconds after the failure of the engine),the crew started the engine fire procedure by confirming the engine to be cut off. At the 32-second mark, the ATC was notified of the emergency (point 7 in Figures 2to 5). Seventy-one seconds after the fire warning the first bottle was discharged (point 8 in Figures 2 and 3) and 22 seconds later (at T = 93 seconds) the secondbottle.

The return trajectory to Barcelona took place with the left engine fire warning lit (clearedafter 9 minutes and 40 seconds), the left reverser unlocked caution lit (did not clear forremainder of flight) and left engine low oil pressure warning (cleared and then re-activated for remainder of flight).

On the captain’s initiative, the autopilot was disengaged at 13583 ft at 22:21:02 (point10 in Figures 2 and 3). Shortly thereafter the aircraft was at 314 kt and N1 was at 30%(between points 10 and 11 in Figures 2 and 3). One minute before the fire warningextinguished the copilot said “left engine shutoff valve close” following a cautionwarning.

Five “TOO LOW TERRAIN” warnings were received between 172 and 63 ft. The aircrafttouched down at 22:28:36 at 156 kt with 20° flaps. The right reverser was used asrequested by the captain. At 22:29:27 the aircraft was stopped on rapid exit taxiwayGA, the right engine was stopped and at 22:29:44 the evacuation started. Theevacuation had been anticipated and reported to ATC and to the cabin crew, whoprepared the cabin and passengers for it.

Table 1 shows a transcript of the communications between the crew from theappearance of the engine failure until the completion of the fire procedure. All of thewarnings previously described were heard during the first 23 seconds, along with theidentification of the reverser failure by the copilot, who was the pilot flying. There is norecord of any verbal communication from the captain on the CVR until the start of thefire procedure.

The CVR reveals the constant monitoring by the copilot of altitude, speed, landing fieldposition and distance to clouds throughout the return flight to Barcelona.

The communications with ATC indicate that priority was given to the aircraft for landingat Barcelona. The instructions given by sector T2 were long (one of them lasted 14seconds) and referenced VOR-DME maneuvers. These instructions involving VOR-DMEmaneuvers coincided with the reappearance in the cockpit of the low oil pressurewarning (point 9 in Figures 2 and 3).

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Time after Origin/failure

Contentfunction

+0 sec(6 Figure 2)

+1 sec

+2 sec The reverser, the reverser, the reverser. COP/PF

+3 sec

+4 sec «SMOKE»

+6 sec The reverser, the reverser, the reverser, the reverser. «SMOKE» COP/PF

+7 sec

+8 sec TRIPLE CHIME

+10 sec The reverser. COP/PF

+12 sec

+15 sec OK, OK, OK, airplane. COP/PF

+18 sec OK, OK, OK, it’s alright. COP/PF

+19 sec No, no, don’t touch that, don’t touch that. COP/PF

+22 sec

+23 sec Sorry, sorry confirm cutting right engine? COP/PF

Cut it. CTE/PNF

The right one ¿ok? COP/PF

Cut it, cut it. CTE/PNF

+32 sec Barcelona AN8174 declaring an emergency, we need to return to the field immediately,(7 Figure 2) we’ve had a left engine failure. COP/PF

+40 sec Are you flying or what? COP/PF

+40 sec 8174 copy, ¿why? How do you wish to return to the field? ATC

+46 sec Well, the most direct path, please, AN vector we’ve had an engine failure. COP/PF

+50 sec Confirmed. CTE/PNF

Confirmed. COP/PF

+53 sec OK left confirmed. Can you confirm? COP/PF

+56 sec (unintelligible) Engine FIRE. COP/PF

OK? COP/PF

Talk to them COP/PF

Or Gerona. COP/PF

+73 sec I have the controls. CTE/PF

8174 if you can to your left on course 330. ATC

OK talk to them. COP/PNF

To the left heading 330 AN 8174. CTE/PF

+78 sec Discharging the bottle, ok? Discharging the bottle. COP/PNF(8 Figure 2)

8174 cleared to flight level 140, correction 160. ATC

+87 sec The engine is cut. Flue flow is at zero. To 160 ok. COP/PNF

To 160 AN 8174. OK, it was an emergency, lowering nose to 140. CTE/PF

+100 sec Discharging the other bottle, ok? COP/PNF

OK, is it out? CTE/PF

Table 1. Cockpit communications: onset of failure and fire procedure

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FIRE BELL

«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»«ENGINE OIL»

NOISESINGLE CHIMETRIPLE CHIME


1.6. Investigation of engine

After the incident it was noted that a fan blade had become detached. The separationwas contained and the remains of the blade were found embedded in the fancontainment ring. The upper and lower access cowls were lost in flight and notrecovered.

There was extensive fire damage to the accessory compartment, especially to the leftside in the vicinity of the fuel pump and main fuel control. The fuel, oil and electric lineswere all damaged by the fire.

The aft Variable Geometry (VG) head line which connects the MFC to the actuator headtube was found detached from its elbow fitting at the MFC. The elbow fitting at theMFC was positioned outward towards the 9:00 o’clock position versus the properinstallation position towards the 6:00 position downward position. Fuel was stillobserved dripping from the elbow fitting at the MFC.

The left hand (9:00 position) fusible mount bolt was sheared and had decoupled perthe design intent, leaving the AGB supported on the left hand side by the secondaryrestraint cable. The right hand (3:00 position) mount attachment bolts had backed outof their front frame inserts, leaving the mount pad pulled away from the front frameby about 1/8 of an inch. The 6 o’clock fusible mount bolt did not separate or decouple.There was also cracking on the forward surface of the AGB near the 6:00 positionmount. Oily deposits were observed on the compressor case above this AGB crack, but there was no evidence of thermal damage or fire in this general area forward ofthe AGB.

The air starter valve and inlet duct were separated from the starter, which was stillattached to the accessory gear box.

Play/movement was found within the throttle control system. Total system looseness was±1.3 degrees at the MFC lever. Of the three screws which attached the throttle gearboxto its support bracket, the top screw was found missing, the lower left hand screw wasfound loose but installed and the lower right hand screw was installed and secured.

All 84 bolts securing the aft flange of the turbine transition case to the forward flangeof the low pressure turbine (LPT) case were separated, with most of them being foundlying in the bottom of the core cowl. Metallurgical examination confirmed that the boltsseparated in shear. No evidence of fatigue was found. Microstructure and hardnessconfirmed that the bolts were typical of Inco 718 material.

Fire damage on the exhaust nozzle fairing indicates that the LPT stator case rotated fromits original location at the time of the fan blade separation. The rotation was the resultof separation of all 84 HPT transition case to LPT stator case flange bolts. The LPT stator

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case did rotate a second time to its final position later in the fire event from evidenceof a second separate area of fire damage to the exhaust nozzle fairing. The LPT statorrotated in the counter clockwise direction based on the positioning of the “C” sumpservice lines. Sometime later in the fire event, the LPT stator case rotated an additional180 degrees.

The four ventilation exit ports located in the upper and lower core cowls showedthermal distress originating from the interior or engine side. The most extensive damage(in terms of missing and melted material) was the exit port located at the 8:00 positionin the lower core cowl. From 8:00 to 10:00, the nacelle fire seal was observed to bethermally damaged with pieces of seal missing. The lower core cowl has a forwardcompartment drain and was observed to be still wetted with fuel. There are twoadditional forward compartment drain holes located aft of the above drain. These twodrains are located at 6:00 at the lowest position in the lower core cowl and were foundoily and sooted.

The exhaust nozzle, except for some discoloration, and the low pressure turbine wereundamaged.

The ENG FIRE PUSH button was confirmed to have been pressed and that bothextinguishing bottles had discharged.

1.6.1. Fan blade separation

The blade that detached from the left engine of aircraft EC-IJF was identified as theeleventh of a total of 28 that comprise the fan assembly. The blade, P/N 6018T30P14,is a component with a lifetime limited to 18,000 cycles (CSN). The one that failed, S/NMAE35246, was manufactured by Teleflex (Mexico) in June 2002 and installed new onthe engine, meaning it had the same number of cycles (8,899 CSN) as the engine atthe time of the incident. Along with Teleflex, there are three other blade manufacturersfor the GE CF34-1 and CF34-3 engines. Of this engine’s 28 blades, 26 were made byTeleflex and two by another supplier.

The blade detached due to a break in the tangs used to attach it to the fan disk (Figure6) caused by a dwell-time fatigue crack. The point of origin was found in the middletang, from where it propagated by dwell-time fatigue. The forward and aft tangs alsoshowed fractures resulting from stress overload. The main section of the fractured pin,which was removed from where it had become embedded in the fan containment ring,had shear fractured and showed no signs of fatigue or of material defects.

The metallurgical and fractographic analyses revealed the presence of metallographicdefects in the drilled surfaces on the middle tang and in the forging of the piece thatreduced its dwell time fatigue-resistance properties. Specifically, extensive bands of

108



Figure 6. Detached number 11 blade

“aligned alpha colonies1” were observed, the grains of which were unfavorably orientedrelative to the primary loading direction. In the separated blade, the presence of thesecolonies had given rise to the incubation of fatigue cracks. The composition of thematerial from which the blade had been manufactured conformed to designspecifications and did not exhibit oxygen or nitrogen enrichment.

In general, the blades are manufactured from titanium laminate bars or billet with adiameter of between 2 and 3.5 inches. While reviewing the blade manufacturingprocesses of General Electric’s four suppliers, it was noted that Teleflex utilized a largerdiameter billet, higher forging temperatures (up to 37.7º C than the othermanufacturers) and that the chemical composition of the material had the highest levelsof aluminum content.

Detecting which blades might have be affected requires cutting the blades throughdestructive testing.

Also detected in the same crack initiation area was the presence of a layer where thegrain was deformed and which General Electric attributed to the use of improperly

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1 At low temperatures, titanium exhibits a compact hexagonal close packed crystalline structure called alpha or alphaphase. Depending on the thermal and mechanical alloy manufacturing method, the orientation of the alpha grainscan be more or less random. When the alpha grains in a region are similarly oriented, this region is known as thealpha colony. The size and alignment of the colonies are very important because they affect the material’scharacteristics in such a way that the smaller and less aligned the colonies, the better the material’s resistance todwell-time fatigue cracking. The fabrication process is what determines the size of these colonies.

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sharpened tools. It was noted that the processes for machining and reaming the tangholes did not specify the periodicity with which the tools used in this task were to bereplaced.

1.6.2. Detachment of the VG head line

The variable geometry head line is a flexible fuel hose that is attached to the main fuelcontrol (MFC) through a rigid elbow. This elbow was improperly installed; it should havebeen in a top down configuration and yet it was found oriented radially toward theoutside of the engine. The diagrams in the maintenance manuals and IPC show anoutline of this hose in its proper theoretical position, although nothing is specified inthis respect in the associated texts.

As for the attachments of the line in its path along the side of the engine, it was notedthat a clamp was missing. The CF45-3B IPC SEI 779 Rev 35 and the CF34-3B1 IPC SEI775 Rev 39 show a cushion clamp on the aft actuator head line hose assembly. This isnot consistent with CF34-3B/B1 engine drawing 6089T11, which does not call out aclamp at this location. The error was the result of a copy from the CF34-1A/-3A/-3A2IPC and was corrected as a result of this finding.

It was also noted that the elbow fitting was tightly installed into the MFC housing,which indicates that it was installed in that exact position and did not move as a resultof the event. No other defects were found, such as marks, flattening or kinks in theelbow itself indicative of tension from the hose. The flexible hose also showed no signsof having been subjected to tension, twisting or flexing.

Tests were conducted by General Electric at Smith Tubular Systems facilities in an effortto reproduce the conditions that caused the head line to detach. The hose was placedunder mechanical stress and over-pressurized from the inside with fuel. The stress testswere not conclusive in revealing what caused the hose to fail. The hoses were capableof absorbing significant stress without breaking or leaking, but these stress tests werestatic and may not have accurately duplicated the shock loading of the event. That aninternal overpressure from fuel caused the detachment was ruled out since the normaloperating pressure is far below what it can withstand. The hose pressure test is a statictest. General Electric maintains that the most probable cause of the failure of the linewas a shock impact load that ripped the hose and its collar from the elbow, damagingonly the internal Teflon tubing, which started the fire.

The conclusion of the NTSB materials laboratory is that the hose detached from theelbow under the effect of an existing fire, the heat from which caused the internalTeflon liner or the collar to weaken, thus allowing it to separate under minimalloading.

110



1.7. Organizational and management information

1.7.1. Engine fire procedure

The Aircraft Flight Manual includes a procedure to be used in the event of an in-flightengine fire. The procedure includes six memory items for the crew, to be executedimmediately while at a sufficient altitude. A seventh and final item in the procedure tiesin with the “In-Flight Engine Shutdown” procedure (included in Appendix II). The in-flight engine shutdown procedure in the event of an engine failure ends by directingthe crew to the “Single-Engine Approach and Landing” procedure (included inAppendix II).

L or R ENG FIRE or Severe Engine Damage (In Flight)

(7) Single Engine Procedures In-Flight Engine Shutdown ............................ Accomplish

The purpose of executing this procedure is to stop the flow of fuel from the engine tothe fuel nozzles and to stop the flow of fuel to the engine and, if necessary, to dischargethe extinguishing agent to the engine core cowl forward compartment (zone A). Thecutoff of fuel is achieved in two ways: first, by acting on the main fuel control (MFC)via the thrust lever; and secondly, by closing the supply lines from the tanks to theengine. The thrust lever that is actuated by the crew is connected by cables to the thrustlever transmission gearbox, which is located above the engine and connected to theMFC with a rod. The adjustment between these components for the idle, maximumthrust, reverse thrust and fuel cutoff functions allows the movement of the thrust leverin the cockpit to the SHUT OFF position (step 2 in the procedure) to be transmitted tothe main fuel control, which then inhibits the supply of fuel to the injectors. The secondway to cut off the engine’s fuel supply is with the SOVs. These are located in the centerbox between the wings and interrupt the flow of fuel from the tanks before the inletto the engine. These valves are controlled from the cockpit through the ENGINE FIREPUSH button (step 3 in the procedure).

At a safe altitude, affected engine:

(1) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and IDLE(2) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and SHUT OFF(3) ENG FIRE PUSH switch .......................................................................... Confirm and select(4) FUEL BOOST PUMP switch .................................................................... Confirm and off

After 10 seconds and fire warning persists:

(5) Affected engine BOTTLE switch ............................................................ Select, to discharge

After another 30 seconds and fire warning still persists:

(6) Other engine BOTTLE switch ................................................................ Select, to discharge

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1.7.2. Guidelines for action in emergency situations

The airline’s Pilot Reference Handbook (PRH) defines, among other things, the followinggeneral guidelines for action in abnormal and emergency situations (Chapter 2.2.A and2.2.D):

• After an in-flight engine failure, the pilot flying (PF) must focus on flying the aircraftand handling communications, while the pilot not flying (PNF) must execute theemergency lists.

• The nature of the failure must be clearly identified by either pilot.• The steps to be taken in executing the procedure start with the memory items, which

must be performed immediately without resorting to the reading of any checklists.The abnormal or emergency checklists in the quick reference handbook are executednext. Last are the normal checklists.

• Crosschecks are essential, as is strict discipline and coordination between the crew.The autopilot must be engaged as soon as possible whenever above 600 feet AGL.

ATC services must be notified of the urgency situation as specified in the Air TrafficRegulations (Sections 10.5.3.1.1, 10.5.3.1.2 and 10.5.3.2.1.1) via the use of the term“mayday”, preferably repeated three times at the start of the transmission.

1.8. Additional information

1.8.1. Statements

In his statement the pilot noted that when they took over the aircraft from the previouscrew, with which they interacted personally, the previous crew did not report anytechnical problems. After takeoff, the first 15 minutes transpired normally. They werein stable atmospheric conditions without any turbulence and the autopilot was engaged,selected to the copilot’s side. Then, without any warning, there was a loud bang,accompanied by strong and rhythmic vibrations. Immediately afterward the reverserunlocked caution and left engine fire warning illuminated. Both pilot and copilot werenot absolutely sure about the position of the left engine power lever in the IDLE positionand did not recall if they moved the power lever from IDLE to SHUTOFF. With regardto the reverser warning, he did not notice any yawing motion, and therefore did notbelieve that the reverser had actually deployed. They focused on the fire warning anddischarged the bottles. The fire warning did not clear, however, and remained lit untilseconds before landing. In a subsequent statement, the captain clarified that when thefire warning appeared, he placed his hand on the right engine throttle lever to protectit and prevent any possible actions involving the “good” engine.

When the emergency occurred, the copilot was the pilot flying but he decided to takecontrol of the aircraft and disengage the autopilot. The weather on the return course

112



to Barcelona was good and they had the airport lights in sight. They did not attemptto re-start the engine.

After landing, and in light of the fact that the engine fire warning had cleared, hedecided not to stop the airplane on the runway and to evacuate on taxiway GA. Theairport fire brigade was already waiting for them and when he exited the aircraft theywere applying firefighting foam to the engine.

The copilot’s interview and statement did not provide any further data. Both the captainand the copilot agreed that the ATC instructions did not comply with their requests forvectors; on the contrary, they were long and referenced standard maneuvers.

1.8.2. Similar cases of fan blade separation

This event was the first in-service fan blade separation experienced by a CF34-1/-3engine. A second contained fan blade separation event occurred on 24 may 2007. Thefailed blade had 4717 cycles and 5845 hours and was manufactured by Teleflex andpart of the suspect group identified by GE. The aircraft, registration N933EV, wasoperated by Atlantic Southeast Airlines and was flying from Syracuse to Atlanta at23000 ft when the crew heard a loud bang and felt uncontrollable vibrations in theright engine. They shut down the engine and declared an emergency. A single enginelanding was accomplish without incident. No injuries were reported. The bladeseparation was contained and did not result in a fire. The upper and lower core cowlsdetached and the LPT case-to-TTC flange had separated.

1.8.3. Recommendations issued by the NTSB

As a consequence of the investigations into the incidents involving aircraft EC-IJF andN933EV, the United States accident investigation agency, the National TransportationSafety Board (NTSB), issued seven safety recommendations on 5 March 2008 (Appendix I).

The United States civil aviation authority FAA (Federal Aviation Authority) issued theAirworthiness Directives 2009-24-11 and 2010-01-04 in order to inspect the fan bladeabradable rub strip on certain engines for wear, the fan blades on certain engines forcracks, and the aft actuator head hose fitting for correct position, and if necessaryrepositioning on engines CF34-1A, CF34-3A and CF34-3B.

Based on the their own internal investigation and as a result of the inspectionsconducted on their suppliers, General Electric adopted measures intended to reduce thealuminum content of the material used to manufacture the blades and to control thewear and replacement of the tools used to machine the tangs that attach the blade tothe fan disk.

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Report IN-045/2006

2. ANALYSIS

While in flight en route to Basel, and after 22 minutes of operation and 14 minutes offlight, the left CF34-3B1 engine on aircraft EC-IJF experienced a general sudden andunexpected failure. A fan blade separated, which caused the detachment and rotationof the LPT module, among other damage. The resulting engine fire was not containedby the cowls and fairings and burned for 9 minutes and 40 seconds in flight until thewarning cleared three minutes before landing.

2.1. Technical aspects of left engine failure

2.1.1. Description of probable failure mechanism

The following probable fracture sequence has been established for the engine:

• Onset of failure:

— Fracture of blade.— Vibrations that affected the fan cowls and unlocked the reverser (+1 second).

• Immediately following the fault:

— Fracture of 84 bolts and first rotation of LPT module and associated elements.Failure of oil lines.

— Damage to AGB and loose of throttle gearbox attachment screws tot supportbracket.

— Loss of oil (+3 seconds).

• Fire (+7 seconds) and failure of the VG head line.• Second rotation of LPT module.

Occurrence of failure

The general engine failure initiated with the separation of the number 11 fan blade dueto a dwell-fatigue fatigue crack. This blade separation resulted in a significant fan massimbalance which resulted in high fan (N1) vibrations.

These fan vibrations caused the detachment of the upper and lower access cowls andthe triggering of the fan reverser unluck and deploy microswitches. Within a second anEICAS message appeared warning of the unlocked reverser, though at no time did itactually deploy (the airplane did not yaw or give any warnings that the reverser haddeployed). It is possible that the engine vibrations were transmitted to the airplane cabin

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and affected the lavatory smoke detector, triggering the alarm, and to theaccelerometers in the wheel well, which registered –1.32 g.

Immediately after the failure

The loss of low pressure shaft RPMs, with the high pressure shaft maintaining its inertia,led to the stall of the compressor and the loss of flow in the LPT. The increased pressureforward of the guide vanes in the first stage of the LPT shattered the engine, breakingthe 84 bolts on the transition case flange in reaction to the instantaneous stoppage ofthe fan at the moment the blade separated. The LPT rotor turns inside the LP stators,which are joined to the LPT box, the exhaust nozzle and its fairing. That is why oncethe attaching bolts broke, in reaction to the gasses that were flowing through the LProtor, the LPT box and the exhaust nozzle and rotating some 30° counter-clockwise.This turn caused the failure of the oil line that supplied bearings six and seven.

The accessory box was also affected by the vibrations produced by the fan failure. Itssupports suffered structural damage, oil leaked through a crack that formed and theentire box shifted from its position. The high fan imbalance and the AGB movementwere also factors in the looseness observed in the throttle system. The observedloosenes in the throttle gearbox system could have altered the position of the throttlestops and affected the ability to cut the fuel flow to the engine.

The loss of oil through the failure of the accessory box and the separation of the supplylines to bearings six and seven triggered the low oil pressure warning in the cockpitwithin three seconds.

Fire and failure of VG head line

After the failure of the accessory box and the first rotation of the LPT module, a fireignited in the forward compartment of the engine core. This fire triggered a fire warningseven seconds after the separation of the blade. The fire was most intense in the leftside of the engine, between 6:00 and 8:00. It was not possible to accurately determinewhere the fire originated due to the extent of the damage resulting from a burn timein excess of nine minutes.

Once the fire started, the compartment’s internal pressure increased to the point that the blow out door opened. The fire breached the fire seal and passed to the aft compartment, which led to the initial perforation of the exhaust nozzle fairing(Figure 1).

One of the factors influencing the fire is related to the fact that the VG head linedetached from the main fuel control, spilling fuel onto the main fire area. There are

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varying opinions as to whether the detachment of this line caused the fire or merelyexacerbated an already existing fire.

It is General Electric’s opinion that the separation of the VG head line hose from itsfitting initiated the fire, and resulted from a sudden pull on the hose when the MFCmoved following the shift of the AGB. The different installation position of the elbowand the lack of an attachment flange caused a reduction in the design clearance of thehose. No signs were found, however, of damage from mechanical stresses either on thehose or on the elbow indicative of a possible initial stress failure of the hose, except forsome references to the effects of a shock impact load different from those that mightbe expected from the application of a static load.

The damage to the internal Teflon liner or to the hose collar resulted from theoverheating of the hose. This indicates that the detachment of the VG head line tookplace after the fire broke out, contributing to the fire but not igniting it. In this sense,the flow of cooling air inside the compartment dragged the flames aft, meaning the firemust have been fed from an area that was forward of and below that which containedthe VG head line elbow.

In summary, the most likely cause for the detachment of the VG head line is consideredto be overheating from an existing fire that started and spread in seven seconds andwhose point of origin is unknown. The improperly assembled elbow and VG head linecan be ruled out as having caused the detachment of said line.

Second rotation of LPT module

Lastly, there was a second 180° counter-clockwise rotation of the LPT module and ofthe exhaust nozzle fairing, which accounts for the position in which they were foundafter the incident. This second rotation, like the first, resulted as a reaction of the turnof the LPT rotor and probably happened when the engine increased their rpm oncethe autopilot was disengaged (N1 near 30% and a speed of 314 kt) with the aircraftin a nose down attitude some seven minutes after the failure. When this rotation tookplace the fire was still burning in the aft engine compartment. It was then that the fireburned through the exhaust nozzle fairing again, this time through the blow out door(Figure 1).

2.1.2. Identification of fire

This fire was notable, in addition to its intensity, for its long duration (9 minutes and 40seconds). The records show that a large part of the oil system, which contained six orseven liters, spilled in less than three seconds, and that the fire was burning within sevenseconds, giving rise to temperatures that triggered the fire alarms.

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For the fire to ignite there had to be air, combustible material and an ignition source.The air source was initially the cooling air in the engine compartment, and thecombustible material was the spilled oil and kerosene. The cracks that probablyappeared in the engine from the start of the incident led to leaks of combustiblematerial that built up on the cowls and fairings and which were prevented from drainingto the outside by the rotation of the LP module. The ignition would have resulted fromthe contact with the hot surfaces (250 °C or higher) of the box in the combustion areaor, alternatively, by contact of the atomized kerosene mist with hot gasses outside theexhaust nozzle.

Once the fire started, the measures used to combat it as specified in the engine fireprocedure were not effective, since it continued to burn for over nine minutes. Asrevealed by the CVR, 16 seconds after the fire alarm was received (23 seconds after theengine failure), the engine was stopped. The FDR did not reveal any changes to the fuelflow, since it was negligible just three seconds after the separation of the blade,meaning there is no other means of verifying that the engine was in fact stopped. Thecrew statement does not permit to assure that the fuel flow to the engine was stoppedfrom the beginning due to the fact that they did not remember to retard the powerlever to the SHUTOFF position. At engine idle, the fuel flow is so low that fuel flowtransmitter cannot record the value and shows 0 pph, so the crew may have seen thefuel flow at 0 and thought the engine lever was in shutoff detent. The structuraldamage that was present from the start affected the integrity of the throttle gearbox,so that despite the fact that the engine was stopped in the cockpit, this action may nothave been transmitted to the engine. At the 43-, 46- and 49-second marks followingthe fire alarm, conversations can be heard in the cockpit referring to items (3) and (4)of the procedure, but which cannot be fully confirmed. The next action intended tofight the fire and that should have ensured the fuel supply was cut off was at the 71second mark (78 since the failure), and involved the discharging of the first bottle, whichrequires that the SOV in the wings be closed. This means a period of between 16 and71 seconds following the fire alarm elapsed without any actions being taken to ensurethere was no fuel supply to the engine. It has to be note that the copilot informedabout the SOV closed one minute before the end of the fire warning, more than 9minutes later from the beginning and from the discharge of the fire extinguish agent,action that closes the SOV.

In addition to the breaches made by the fire and the structural damage to the engine,it is considered a delay in stopping the fuel supply to the engine by the crew that keptthe fire burning until three minutes prior to landing.

2.1.3. Analysis of material failures and recommendations issued

Fan blade separation. This is a fault that is envisioned when certifying the engine andwhich, according to regulations, must be contained, as happened in this case, by the

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Report IN-045/2006

engine fairings and cowls. The investigation by General Electric has shown the effect ofa specific manufacturer’s production process on the decreased dwell-time fatigueresistance properties of a certain percentage of blades.

Since detecting the blades affected by these manufacturing defects requires theperformance of destructive testing, the NTSB issued two safety recommendations (A-08-04 and A-08-05) intended to improve the safe operation.

Damage affecting the integrity of the throttle lever. There is the possibility that thethrottle lever in the cockpit may have been ineffective in stopping the flow of fuel tothe engine due to the additional clearance gained by the throttle gearbox. This failurewould result in an extended period during which the fuel was able to leak. The NTSBhas already issued recommendations A-08-03 and A-08-09 to address this.

Damage to the attachment and integrity of the AGB. The frangibility of the AGBretaining screws is a design feature, so the fracture of one and the partial failure ofanother is not a cause for concern in and of itself. However, the secondary retentiondid not prevent the box casing from cracking, which allowed for the loss of oil thatwould eventually catch on fire.

Failure of a variable geometry system fuel hose. The most likely reason for the failureof this line was the progressive weakening of the line by the fire that had broken outin the aft engine compartment. As a result of the investigation, mistakes were found inthe assembly instructions for said line and which are addressed in NTSBrecommendations A-08-07 and A-08-08.

In-flight detachment and loss of fan cowls. Since the engine failure took place over theMediterranean, the fall of two large sections of the cowls did not have any safetyconsequences. While it is true that had this occurred over populated areas therepercussions could have been more serious, the risk to people outside the aircraft isminimal.

Failure to extinguish fire. Though the flames were not contained by the engine cowls,they did not affect the engine pylons or the airframe. The discharge of twoextinguishing bottles did not manage to quench the fire that had broken out in theengine’s accessory compartment. In this case, with both fuel and oil leaks and largeholes opened in the cowls by the fire itself, the dispersion of the fire fighting agentsmade it impossible to contain the fire.

Unlocked reverser. The left reverser unlocked caution was due to the damage causedto the system microswitches by the detachment of the fan cowls.

Alarms and warnings. Numerous aural and luminous warnings were received by thecrew over the course of the emergency. Those involving the unlocked reverser, the low

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oil pressure and the engine fire were an accurate representation of what was happeningto the left engine. The lavatory smoke warning was the only that did not reflect reality.

2.2. Aspects related to the cockpit crew

The situation faced by the crew was made more complex by the accumulation andpersistence of cockpit warnings. In seven seconds, and without any prior signs, theyreceived warnings involving the reverser, oil and fire in the left engine, a fire that burnedfor over nine minutes while in flight. The actions explained below notwithstanding, theemergencies were handled adequately and without any consequences to thepassengers.

In the first 22 seconds a series of superimposed warnings was received. The copilot isheard identifying the reverser failure and telling the captain not to touch the right enginethrottle, as clarified in later statements. The captain, despite not making any comments atthe onset of the emergency, was taking measures to protect the “good” engine. Thisinitiative of safeguarding the throttle with the hand can be considered as a goodpreventive measure, though the fact that it is not mentioned in any of the operator’sguidelines disconcerted the copilot who, on the contrary, thought he was going to cut it.

Immediately after silencing the warnings, the copilot initiated the fire procedure, which hethen executed. Twenty-three seconds had elapsed since the general failure and 16 sincethe fire warning. While there was no verbal identification of the nature of the emergencynor of the procedure that was to be started, both the captain’s and the copilot’s prioritiesand assessments of the emergencies were proper, and despite a series of erroneousconfirmations about which engine to cut, the actions taken involved the correct engine.

The copilot, at the controls at the time, in addition to initiating the emergencyprocedure also handled ATC communications. This initial task overload led to a changein functions during the emergency procedure as the role of pilot flying was transferredto the captain. During the flight another transfer of functions would take place involvingcommunications, which went from the captain to the copilot on several occasions.Keeping in mind the distribution of tasks specified by the company for this type ofsituation, the copilot should have focused on flying and handling communications whilethe captain combated the emergency.

Disengaging the autopilot is not considered suitable practice in these situations. On thecontrary, a reliance on automation, such as the autopilot, is recommended inemergencies.

The appearance of the “TOO LOW TERRAIN” warnings indicate that item (5) of thesingle-engine landing procedure was not executed. Visibility conditions were good, as aresult of which neither pilot took any actions or made any comments. Under less

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Report IN-045/2006

favorable conditions, this warning would have resulted in an unnecessary missedapproach maneuver.

Of lesser importance is the fact that in notifying of the emergency, the term “mayday”was not used as specified in the Air Traffic Regulations. In this case it was of noconsequence since they were given priority to land, but in other circumstances, such asthose involving foreign airports or crews or with more traffic, the priority required by theirsituation may not have been clear to other aircraft. The decision to return to Barcelonais considered correct given the proximity (it was the closest airport, though not by much)and the means and capabilities available at that airport with respect to the rest.

The coordination and information provided to the flight attendants and ATC regardingthe evacuation was complete and precise and emphasized the side to be used in theevacuation.

The incident flight was the first flight of the day, meaning fatigue is not considered asa factor in assessing the cockpit crew’s actions.

2.3. Aspects related to ATC services

When the engine failure occurred, the aircraft communicated its emergency situation toATC on the frequency it was currently assigned.

ATC was fast and efficient in providing and confirming the return course that took theaircraft directly to Barcelona airport on a long direct approach. It also cleared theapproach path of other traffic, granting absolute priority to the aircraft in distress. Fromthe crew’s point of view, however, with the aircraft at too high an altitude and withprocedures to perform, the ATC instructions referencing VOR-DME maneuvers wereoccasionally too long (up to 14 seconds) and contributed to the agitation of the crew,which had requested vectors. In these situations, the cockpit workload requires shortand concise control instructions.

The mobilization of emergency services at Barcelona airport was properly coordinatedby ATC. There were no delays in responding to the scene once the aircraft landed.

3. CONCLUSIONS

3.1. Findings

• The aircraft was properly and in force licensed and certified to fly.• Fourteen minutes after taking off from Barcelona, the number 11 fan blade in the

left engine separated.

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• There was an in-flight fire that, despite the discharging of the two extinguishingbottles, lasted for 9 minutes and 40 seconds, and persisted until three minutes priorto landing.

• The fire started in the engine accessory compartment and burned through the fireseal and into the aft compartment under the exhaust nozzle fairing.

• The flames burned two large holes into the exhaust nozzle fairing, damaged the fireseal and burned through parts of the upper engine cowl.

• The fire did not spread to other parts of the airplane.• The weather was not a factor in the incident.

Engine

• The blade separated due to a reduction in the dwell-time fatigue resistance propertiesof the middle tang that is used to hold the pin that attaches the blade to the fan disk.

• The reduction in the dwell-time fatigue resistance properties was due to the presenceof unfavorably oriented aligned alpha colonies in the titanium structure and fromwhich the crack propagated in low-cycle fatigue.

• The separated blade was contained by the fan containmen ring. The resulted high fanimbalance resulted in several secondary events:

— Shear separation of the 84 bolts in the HPT transition to LPT stator case flanges.— Rotation and separation of the LPT module and all its associated components.— Separation of the VG head line from its MFC end fitting.— Detachment and cracking of the accessory gearbox.— Excessive throttle system looseness.— Detachment and loss of the fan access cowls.— Unlocking of the fan reverser transcowl.

• Although not casual in the failure an error was discovered in the assembly of the rigidelbow that joins the flexible VG head line to the main fuel control (MFC). This errorrevealed several inconsistencies in the documentation for installing this piece.

Crew

• All of the crew members were properly and in force certified and licensed.• The captain and copilot had flown the three days prior to the incident. This was their

first flight of that day.• The cockpit warnings were properly and quickly assessed and prioritized.• The in-flight engine fire procedure was started 16 seconds after the fire warning was

received. The first extinguishing bottle was discharged after 71 seconds.• The distribution of tasks between the crew members during the emergency was not

consistent with the operator’s operational criteria.• An uneventful single-engine landing was made on runway 25R at Barcelona.• The airplane was evacuated on rapid exit taxiway GA without incident.

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Report IN-045/2006

ATC

• ATC deviated traffic ahead of and behind EC-IJF so as to give it landing priority.• The fire fighting service was alerted and was on hand ready to aid in the evacuation.

3.2. Causes

The failure of the left engine on aircraft EC-IJF was caused by the separation of one ofthe fan blades resulting from dwell-time fatigue cracks that initiated from areas ofaligned alpha colonies in the titanium microstructure that resulted from the blademanufacturing process.

4. SAFETY RECOMMENDATIONS

As a consequence of the investigations into the incidents involving aircraft EC-IJF andN933EV, NTSB, issued seven safety recommendations regarding technical aspectsidentified. The recommendations of this report only concern the operational aspects ofthe incident.

The situation confronted by the crew of aircraft EC-IJF was made critical by thepractically simultaneous appearance of cockpit warnings and the presence of anunextinguished fire in the left engine that persisted for 9 minutes and 40 seconds.Although the emergency was satisfactorily resolved, an analysis of the crew’s actionsrevealed some aspects involving crew resource management that warrant the issuanceof a safety recommendation.

REC 03/10. It is recommended that Air Nostrum reinforce its technical crew trainingin the following areas:

• Leadership and techniques for deliberate decision-making in abnormaland emergency situations.

• Crew task distribution in abnormal and emergency situations.• Standards and procedures for fault identification, notification and

prioritization in abnormal and emergency situations.• Strict compliance with procedures in abnormal and emergency

situations so as to avoid inducing uncertainty in other crew members.• The appropriate use of automation in every situation.• The use of standard terminology in abnormal and emergency situations.

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APPENDIX INTSB Recommendations to the

U.S. Federal Aviation Administration and Transport Canada

Report IN-045/2006

The National Transportation Safety Board recommends that Transport Canada(http://ntsb.gov/Recs/letters/2008/A08_3.pdf):

Require Bombardier to redesign the retention feature of the Canadair Regional Jet-100/-200 aircraft engine throttle gearbox to ensure that it can withstand the loadsgenerated by a fan blade separation or similar event (A-08-03).

The National Transportation Safety Board recommends that the Federal Aviationadministration (http://ntsb.gov//Recs/letters/2008/A08_4_9.pdf):

Require GE Aviation to define a reasonable maximum cycle limit below4,717 cycles since new for Teleflex-manufactured CF34-1/-3 fan blades,considering the two failures and available data, and require that the blades beremoved from service before that limit is exceeded (A-08-04).

Require GE Aviation to include dwell time fatigue testing in the CF34-1/-3 fanblade manufacturing process requirements to verify that any modifiedmanufacturing process adequately reduces the possibility of the presence ofaligned alpha colonies in the finished part (A-08-05).

Require GE Aviation to make modifications to the CF34-1/-3 engine design andensure that an engine unbalance event will not cause the engine to catch fire(A-08-06).

Require GE Aviation to revise the CF34-1/-3 engine manual so that it clearlyspecifies the aft actuator rod2 hose elbow orientation and the requirement foradequate slack in the hose (A-08-07).

Require a one-time inspection of the aft actuator rod3 hoses installed on all CF34-1/–3 engines to ensure hose integrity during an unbalance event (A-08-08).

Require that all operators of Bombardier Canadair Regional Jet-100/-200 aircraftincorporate Bombardier’s redesign of the engine throttle gearbox retention asrecommended in Safety Recommendation A-08-03 (A-08-09).

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2 Due to a publishing error, the text in the recommendation makes reference to the rod hose when it should readhead hose.


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APPENDIX IIProcedures for in-flight engineshutdown and single-engine

approach and landing

Report IN-045/2006

IN-FLIGHT ENGINE SHUTDOWN

Accomplish an engine shutdown only when flight conditions permit:

(1) Affected thrust lever ............................................ Confirm and IDLE(2) Affected thrust lever ............................................ Confirm and SHUT OFF(3) 14th STAGE ISOL switch ....................................... OPEN

If engine shutdown was not due to a hydraulic system high temperature condition:

(4) Affected HYDRAULIC B pump .............................. on• If left engine shut down ................................... HYDRAULIC 1 switch ON• If right engine shut down ................................ HYDRAULIC 2 switch ON

(5) Affected FUEL, BOOST PUMP switch .................... Confirm and off(6) ANTI-ICE, LH or RH COWL switch ........................ Affected side OFF(7) APU (if available) (30,000 feet and below) ........... Start(8) APU GEN switch .................................................. ON

(10) Fuel system .......................................................... CheckCrossflow ..................................................................... AUTOQuantity/Balance .......................................................... CHECK

Engine damage is suspected/intentional shutdown:

(11) Land at the nearest suitable airport(12) Single Engine Approach and Landing procedure ... Accomplish

SINGLE ENGINE APPROACH AND LANDING

(1) APU (if available) (30,000 feet and below) ............. Start(2) APU GEN switch .................................................... ON

Below 15,000 feet:

(3) L and R PACKS ...................................................... ON(4) Go-around thrust reference .................................... Set

Airplanes with the EGPWS installed

(5) GRND PROX, FLAP switch ...................................... OVRD

Approach and landing:

(6) Approach and landing flaps ................................... 20(7) Final approach speed ............................................. Not less than Vref (flaps 45º) + 12 KIAS(8) Actual landing distance .......................................... Increase by a factor of 1.25

(25%) for a flaps 20° landingwithout the use of reverse thrust

CAUTION

If required, use remaining thrust reverser carefully upon landing

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REPORT A-053/2006

LOCATION

Date and time Thursday, 8 September 2006; 22:00 h (UTC)

Site Madrid-Barajas Airport

FLIGHT DATA

Operation Scheduled – International – Passenger flight

Phase of flight Taxi prior to takeoff

REPORT

Date of approval 27 October 2010

CREW

Pilot in command Copilot

Age 52 years old 50 years old

Licence ATPL QT 0876 TA ATPL QT 0387 TA

Total flight hours 11,900 h 15,081 h

Flight hours on the type 1,420 h 3,708 h

AIRCRAFT

Registration A7-ABV

Type and model AIRBUS 300-600 (B4–622R) MSN 690

Operator Qatar Airways

Engines

Type and model PRATT & WHITNEY PW 4158

Number 2

INJURIES Fatal Serious Minor/None

Crew 13

Passengers 1 204

Third persons

DAMAGE

Aircraft Minor

Third parties None

DATA SUMMARY

Report A-053/2006

1.1. Summary of operation

The crew of the aircraft, an A-300-600 registration A7-ABV, established radio contactwith the Clearance office at the Madrid-Barajas Tower at 20:401 to start flight QTR 068.The airplane was parked at the T1 stand at the southern end of the airport, where ithad been since its arrival from Doha (Qatar), to where it was returning after a three-hour stopover.

With its flight plan approved and duly notified of the taxi instructions to the head ofrunway 36 at the northeast end of the airport, it was assigned a radar squawk. It wascleared for engine start, pushback and, finally, to taxi under GMC (Ground MovementControl) at 20:59.

GMC at Madrid-Barajas is divided into several sectors, which flight QTR 068 contactedon various radio frequencies as it taxied. The diagram of the route taken shows severalconcrete points of interest to the investigation where brake temperatures in the rearwheels of the left leg started to exhibit problems.

At point A, shortly afterpushback, the aircraft stoppedmomentarily when it encountereda certain resistance as itattempted to turn north ontotaxiway C-5. Communicationswere with GMC S-NORTH on afrequency of 121.85 MHz.

At point B, at 21:11, the aircraftwas under GMC Central-SouthControl on 121.975 MHz. Asstated by the crew, thetemperatures on wheels 5 and 6(rear wheels on the LH gear) wereat 150 °C, while those for theother tires were only at 100 °C.The aircraft had traveled somefour kilometers since the chockswere removed.

At point C, at 21:15, also underGMC Central-South control on

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1 Note: All times in this report are UTC.

Trayectoria A7-ABV

Addenda Bulletin 3/2010 Report A-053/2006

121.975 MHz, the aircraft reported problems with the brake temperatures. It waslater discovered, throughout the crew statements, that they had risen to 225 °C onwheels 5 and 6.

By point D, at 21:17, after having traveled some six kilometers, the brake temperatureson 5 and 6 were already above 300 °C. An ECAM warning, “Brakes above 300 deg -Delay take off”, was received in the cockpit. The crew reported to control that theywould have to delay the takeoff while the brake packs cooled. Control requested thatthey continue taxiing. As revealed from taped conversations, it was then that the crewdecided to cancel the takeoff as they continued advancing north.

At 21:21, after turning left, to the west, they arrived at point E, seven Km away fromtheir departure gate. The brake temperatures had reached 485 °C in the LH leg. Theystopped for about ten minutes and requested assistance from the fire brigade to inspectthe left gear. They were told by control that they would be assigned a parking place inthe south of the airport where they could receive technical support from their handlingcompany. When the temperature dropped to 400 °C, they started taxiing back south tothe T1 stand from which they had departed.

At point F, at 21:42, they stopped again to let the brake temperatures, which had risento 500 °C in wheels 5 and 6, cool. A few minutes later control was transferred to GMCS-NORTH on 121.85 MHz.

At 21:58, as they were reaching point G, other traffic alerted GMC that they saw fireunder the left leg. That report was made in Spanish and immediately relayed by thecontroller to the crew of QTR 068 in English. The fire brigade was also notified.

The crew reported after the accident that, just prior to receiving the call from thecontroller, they felt two or three bumps, described as tires deflating, meaning theaircraft was stranded and unable to move under its own power. With the aircraftstopped on taxiway A-12, the captain, who had no cockpit indication of a fire, calledthe Tower to confirm its presence. He also requested assistance from the fire brigadeonce again. The controller reported that the brigade was en route and sent amarshaller’s car to taxiway A-12 to verify directly whether the left gear was on fire.

At 22:00, control confirmed to the crew of QTR 068 that, as reported by the FOLLOWME car, there was a fire in the left leg. In the passenger cabin, the purser had alsonoticed the presence of smoke and fire from the L3 door. The captain acknowledgedthis confirmation and reported that they would be evacuating via the right side. Thecaptain ordered the emergency evacuation and relayed it to the cabin crew over the PA,stipulating only that the right-side doors be used.

At 22:02, the controller asked the crew to change frequency to 121.700 MHz, anotherGround sector (called Taxi South). A minute later the controller reported that the firebrigade had arrived at taxiway A-12.

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Report A-053/2006

The fire was extinguished by the fire brigade, whose presence beside the aircraft wasalso noted by the crew upon opening the right-side doors and before initiating theemergency evacuation.

Several passengers received minor injuries during the evacuation, though one wasseriously injured.

The fire damaged wheels 5 and 6, the brake assembly on both tires, several hydraulicpipes in the rear part of the gear bogie and the gear door that was attached to the left leg. The rims on tires 5 and 6 were also damaged from rolling on deflatedtires.

Appendix 1 shows a chart of the airport with the path and taxiways taken by theaircraft.

1.2. Personnel information

Both members of the flight crew were starting their flight activity with this flight aftera four-day rest period.

The passenger cabin crew consisted of an instructor, a cabin steward, two first-classflight attendants (FA), two business-class FAs and five FAs in tourist or economy class.

Based on the available information, the activity at the Madrid-Barajas Tower from thestart of communications with flight QTR 068 until 21:00 was considered normal. Thevarious control positions were filled as follows:

Tower – Local

• Arrival Control: 2 people.• Takeoff Control: 2 people.

Tower – Taxi-Ground

• Taxi/Ground Control: 2 people.• Clearances: 2 people.

After 21:00, at the supervisor’s discretion, the number of controllers is normally reducedby half as the flight activity at the airport decreases.

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Manufacturer: Airbus Industrie

Model: A 300-600 series (A 300B4-622R)

Production number: 690

Year of manufacture: 1993

Registration: A7-ABV

Owner: Ansett Worlwide Aviation Netherlands B.V.

Operator: Qatar Airways

Airworthiness Certificate

Class: Transport Category (Passenger)

Issue/Renewal date: 14-03-06 and 13-03-2007

Maintenance record

Certificate of last MaintenanceInspection: 31-08-2006

Last A2 inspection: 03-08-2006 with 38,571:46 h/13,870 cycles

There were no notes in the deficiency/deferred maintenance book regarding the landinggear or brakes or of any outstanding tasks involving these systems. Only one note,written fifteen days before the accident, was found in the Technical Flight Logbookinvolving high temperatures in the left leg. It was solved in Doha by providing coolingto the brakes.

Maintenance of main landing gear

The landing gear legs are subject to a scheduled maintenance program with an overhaullife limit of 12,000 cycles or 8 years, whichever comes first, as specified in Airbusdocumentation.

The operator confirmed that during the gear overhauls, systematic inspections areconducted of the hydraulic and electrical components in the legs, and that the necessarychecks, repairs or replacements are made.

131

Report A-053/2006

The status of the maintenance program is reflected in the following table:

LH MLG RH MLG

P/N D22497020-7 D22498020-7

S/N B331 B324

Date of last overhaul November 2001 November 2001

TSN 40,767 40,767

CSN 16,836 16,836

TSO 18,990 18,990

CSO 5,143 5,143

Where:

TSN = Time Since NewTSO = Time Since OverhaulCSN = Cycles Since NewCSO = Cycles Since Overhaul

The next overhaul of the aircraft was scheduled for November 2009.

Spectrographic analysis of hydraulic fluids

The operator drew hydraulic fluid samples from the three systems, blue, green andyellow, for spectrographic testing as specified in AMM ATA 29. The results weresatisfactory for the samples from the green and yellow systems. The sample from theblue system, however, exhibited a number of particles slightly in excess of tolerancevalues in the 25-50 and >100 micron range. The results were acceptable and withinlimits in every other regard.

Weight and balance

The Weight and Balance sheet prepared for dispatch reflected a takeoff weight (TOW)of 168,269 kg, the maximum structural MTOW permitted being 170,500 kg.

The center of gravity at takeoff was at TOW % MAC 30.5.

The total fuel weight was 46,300 kg.

132



1.3.1. System descriptions and limitations

Both main gear legs, LH and RH, have four-wheel bogies on two axles, forward andrear. Each bogie wheel features hydraulically-actuated carbon fiber brake packs. Theaircraft has three hydraulic systems, referred to as blue, green and yellow. The greensystem supplies the normal brake system, while the yellow system supplies hydraulicfluid pressure to the alternate brake system.

The alternate system hoses are paired, providing pressure through a servovalve, asafety valve and a filter in the line supplying pressure to a set of wheels, for example,wheels 5 and 6. The hydraulic hoses are flexible in the leg’s moving and articulatedparts.

The brake packs are housed in the curved portion of the wheel, which features a heatshield to minimize the heat that is transferred to the tires. The wheel itself has fusibleplugs that melt in the event of an overheat condition to deflate the tires and avoid anuncontrolled blowout.

The fusible plugs are normally set to melt at 200 °C.

The carbon discs can withstand temperatures in excess of 600 °C.

Scheme alternate brake system

133

Report A-053/2006

The thermocouples for measuring the brake temperatures are housed inside the brakepacks, which function as a heat sink.

This airplane was not equipped with wheel cooling fans.

The FCOM, in Operating Limitations (2.01.40, pg 4, Rev 29, seq 521), establishes abrake temperature limit for takeoff: The maximum allowed temperature for takeoff 300ºC (with brake fan OFF if installed).

The ECAM high brake temperature warning (BRK HOT) appears when any braketemperature reaches 300 °C, in keeping with the above limitation. This is so as toprevent fires in the wheel well during the flight while reserving a large enough marginto enable the absorption of energy in the event of a rejected takeoff (RTO). The ECAMsystem (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) provides, among other indications,brake temperature warnings and the actions required, if any.

In the FCOM section on abnormal operations (2.05.32, pg 6, Rev 24, SEQ 110), Braketemperature hi: BEFORE TAKEOFF, if brake fan available, turn ON and delay takeoff.Delay takeoff until the BRK HOT warning clears if the brake fan is OFF, or until thetemperature drops below 150 °C if the fan is ON. If, while taxiing, the differencebetween brakes on the same gear exceeds 150 °C and the temperature on one brakeis above 600 °C, this may indicate a brake binding. In this case the aircraft must bestopped so as to avoid a possible fire and taxi back should not be done as long as theBRK HOT warning is illuminated. The aircraft must remain stopped as long as the highbrake temperature warning (BRK HOT) remains lit. In every other case, taxi maycontinue. This will improve brake cooling and may prevent a deflation of the tire untilthe aircraft comes to a stop. Use of the parking brake is not recommended while theBRK HOT warning is lit.

1.4. Meteorological information

The weather information provided through the 20:30 METAR for Madrid-Barajas Airportwas as follows:

Wind: From 340° 05 kt

Visibility: Unlimited (in excess of 10 km). Night

Skies: Clear

Temperature: 26 °C

Dewpoint: 7 °C

QNH: 1,018 hPa

134



The temperature at Doha when the airplane departed there on the same day had been40 °C.

1.5. Communications

1.5.1. Frequency of 130.075 MHz – Clearance East (CLR East)

The crew established radio contact from their parking position on the T1 stand withBarajas Tower at 20:40 on the clearance frequency, 130.075 MHz. During thiscommunication the engine start and flight were authorized. At 20:41 the exchangeended with the indication to change frequency to 121.850 MHz.

1.5.2. Frequency of 121.850 MHz – Ground Movements South-North (GMC S-North)

The first communication on this new frequency took place at 20:58 to request taxi. Thecontroller indicated the taxiways to the hold point for the 36R threshold: taxiways A,C5, M, M-7 and M to the 36R hold point.

Shortly after pushback, at 20:59 hours, the crew informed the aircraft stoppedmomentarily, apparently when they encountered a certain resistance as the aircraftattempted to turn north sharply onto taxiway C-5.

Later, at 21:09, the controller contacted the aircraft to indicate a change of frequencyto 121.975 MHz.

1.5.3. Frequency of 121.975 MHz – Ground Movements Central-South (GMC Central-South)

A few seconds later the crew made contact on the new frequency to confirm thetakeoff runway. At 21:15, the controller asked flight QTR 068 to continue taxiing to Y1(the aircraft had stopped at point D at the end of taxiway M). The crew reported it hada temperature problem and that it had to delay the takeoff until the temperaturedropped.

Control requested that flight QTR 068 continue to Y2 and asked for a time estimate forthe temperature to drop. The crew replied it would be at least ten minutes.

Two minutes later, at 21:17, the crew asked control if they could be assigned a positionto wait, followed by a request for technical assistance to cool the brakes. Control repliedthat it would be best if they returned to the stand if they needed technical assistance.

135

Report A-053/2006

The crew said that they could not return to the stand because the temperature was toohigh, and understood that they had permission to wait.

Over the next few minutes the crew and controller discussed the best way to turnaround and return to parking (Y3 or NY12 or N12, on which they eventually turnedaround to return).

At 21:20, the crew reported that they would stop the aircraft after turning on N12 (theystopped at point E) and requested that a fireman go and inspect the rear wheel on theleft landing gear leg. The controller ended the communication by acknowledging “leftleg, rear tire”.

A minute later the Tower asked flight QTR 068 if they had talked with their handlingagent. The crew replied that they had not and that they were still trying.

At 21:24, the crew reported that it could not establish radio contact with its companyand therefore could not radio in their request for technical assistance. They requestedthat the controller telephone Ineuropa, the airline’s handling agent.

At 21:29, the crew reported that they were resuming taxi. The controller for his partindicated that he was calling the agent and arranging for a new parking stand for theaircraft. The crew replied that it was not necessary and that they wanted to return.

At 21:33 the Tower informed flight QTR 068 to taxi right on N, all N taxiways.

At 21:38 the Tower called again to inform that they could continue on N until theycame to taxiway A on the right, and that their parking position would be T1.

At 21:41 the crew reported that they had to stop due to a high temperature in the leftlanding gear leg (point F on trajectory). The controller acknowledged and requested tobe informed when they resumed taxi.

At 21:51 the crew of QTR 068 called to report that it was continuing its taxi run ontaxiway A. The controller acknowledged and directed them to continue taxiing ontaxiway A.

At 21:56 the Tower called to inform the crew to switch to 121.85 MHz.

1.5.4. Frequency of 121.850 MHz – Ground movements South-North (GMC S-North)

A few seconds after being transferred, the crew contacted control, which repeated theprevious taxi instructions (continue on taxiway A and proceed to stand T1 for parking).

136



This contact was made at 21:56:38, but the crew did not acknowledge the clearance.Control repeated the call at 21:56:59, to which the crew replied simply “Stand by” at21:57:03.

A minute later, at 21:58:06, Pluna flight 802 reported to ground control in Spanishseeing a fire in the LH leg of the Qatar Airways airplane, which was alongside it at thatmoment. The tower immediately notified flight QTR 068, followed shortly by anotification that the fire brigade was on the way.

A minute later, at 21:59, the crew asked the controller two times if he could confirmthat fire was on the left side. The controller replied that he had no visual confirmationof the fire, but that it had been reported by other traffic.

At 22:00 control, which was in contact with a follow-me car alongside the aircraft ontaxiway A-12, confirmed the presence of a fire in the left leg, and relayed this to thecrew. The captain stated that in that case they would be conducting an emergencyevacuation via the right side of the aircraft.

At 22:02, the controller asked flight QTR 068 to change frequency to 121.750 MHz.

The Tower then confirmed with the follow-me car that the fire was being combated.The latter further reported that the emergency evacuation would be conducted usingthe inflatable slides.

At 22:04, the Tower informed other traffic, AMX 022, to hold its position until furthernotice due to the evacuation of QTR 068.

1.5.5. Frequency of 121.700 MHz – Ground movements South-SouthNorth (GMCS-South)

The crew made contact on the new frequency and the controller confirmed thepresence of firefighters and ground teams next to the aircraft. At 22:05, the controllercalled again to inquire about the crew and asked to be notified if the crew requiredassistance with any eventuality. The crew replied that they were still continuing with theevacuation. This was the last radio communication with flight QTR 068 on the BarajasTower frequencies.

1.6. Airport information

Madrid-Barajas airport has two sets of parallel runways, 15L/33R and 15R/33L, and18L/36R and 18R/36L. It also has four terminal buildings and a satellite terminal. All

137

Report A-053/2006

of the terminals and terminals are located on a flat expanse of land over 10 km inlength.

Initially, aircraft A7-ABV was parked at stand T1, located south of terminal 1, which isin turn located at the south of the airport. The runway in use for takeoffs on the dayof the event was 36R, at the north end of the airport. Due to these locations, theaircraft had to taxi a distance of 7 km to reach the head of the runway (see airportchart in Appendix A).

All of the taxiway and runway signaling and lighting systems were working normallyand there was no indication of any discrepancies. There was also no informationreported concerning any foreign objects on the taxi surfaces.

1.7. Flight recorders

The accident was reported within an hour following the event. An effort was made toensure that all of the information relative to the event was compiled before moving theaircraft to facilitate the perimeter circulation of traffic at the airport. The aircraft,however, was energized during the damage check and initial evaluation for a temporaryrepair that would allow for it to be moved to a parking stand. The fuses were notremoved from the electrical circuits of either recorder.

The CVR tape has an approximate recording capacity of 30 minutes. On it the cockpitsounds and communications channels are taped in a constant loop, with new recordingsbeing taped atop the old when the recording capacity is exceeded. The system isactivated when the airplane is energized. Since the fuses were not pulled, the CVRrecording of the event was lost when it was taped over during the subsequentmaintenance period.

The information recorded on the DFDR was extracted and analyzed. There were no datarecorded relative to brake system pressures or temperatures, which would have beenuseful in the analysis of this event.

Data on magnetic heading and GS, among other parameters, were available however.The integration of the speed vector allowed for a reconstruction of the airplane’strajectory, as shown in Section 1.1, and which confirms that the crew accuratelyfollowed the taxi instructions received from control.

The FDR time stamps were synchronized with those on the ATC communicationsrecordings. The times in this section and in the FDR parameter graphs are based on thesame ATC reference time.

138



The speed graph shows the values recorded for this parameter while taxiing. It did notexceed 18 kt. Noticeable are the stops in the taxi run at certain times, and of 12 and9 minute waits at points E and F on the trajectory graph. Taxiing was resumed after thelast wait period at 21:51:41.

Taxi speed (kt)

The brake pedal input recording shows the use that was made of the brakes whiletaxiing. From 21:14 on, there were practically no inputs to the left brake.

In light of the FDR data, it may be added that the three hydraulic systems were atnormal pressure during the entire operation.

LH brake pedal

20

18

16

14

12

10

8

6

4

2

0

HORA, (TIME)

KT

S

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

16

14

12

10

8

6

4

2

0

HORA, (TIME)

°, D

EG

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

139

Report A-053/2006

RH brake pedal

Lastly, the two graphs that follow show the engine power levels used to taxi. At no timewas thrust in excess of 1.08 EPR used and the two engines were used simultaneously.

EPR_1

EPR_2

1,10

1,08

1,06

1,04

1,02

1

0,98

HORA, (TIME)

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

1,081,071,061,051,041,031,021,01

10,990,98

HORA, (TIME)

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

16

14

12

10

8

6

4

2

0

HORA, (TIME)

°, D

EG

20

:40

20

:50

21

:00

21

:10

21

:20

21

:30

21

:40

21

:50

22

:00

140



In the seconds prior to the deflation of tires 5 and 6 and to the stopping of the aircraft,the airplane was taxiing at 9 kt and a power of 1.06 EPR in both engines. The thrustwas immediately reduced to 1.008 EPR and an input was made to the right brake pedal.The aircraft taxied some ten meters on the rims of wheels 5 and 6.

Based on the synchronization of the ATC audio recordings and the FDR, it wasestimated that the tires deflated and the airplane came to a final stop at 21:56:44.


With assistance from the Operator and Manufacturer, the aircraft was examined, inparticular the hydraulic systems, so as to locate and isolate a possible brake systemmalfunction before any components were disassembled or replaced, with the exceptionof several hoses that had apparently been damaged by the fire.

After several functional tests, the following fault was reproduced, whose effects on thelanding gear are similar to those manifested during the accident. When actuating andreleasing the parking brake and the pedals with the BSCU switch in OFF (in both cases the brakes are supplied by Yellow hydraulics system, the emergency or alternatebrake), the rear wheels (5 and 6) on the LH bogey remained slightly braked. Theremaining wheels rotated freely but 5 and 6 offered some resistance that did notprevent hand rotation, but which caused them to stop rapidly when the applied torquewas removed.

Due to the type of fault, the hydraulic system involved and the design of the brakesystem, and so as to confirm and find the root cause of this malfunction, it was decidedto disassemble and analyze the servovalve in the alternate system for the rear wheels inthe LH leg, the brake packs in the two affected wheels and the damaged hoses.

The inspection of the number 5 and 6 wheel brake assemblies conducted at MessierServices revealed that they were in good condition and gave no indication as to thepossible cause of the malfunction.

The pressure test of the damaged hoses from both the Green (normal) and the Yellow(alternate) hydraulic systems confirmed that all had hydraulic fluid leaks in the shape ofa liquid that was seeping along the length that had been damaged by the fire, and notconfined to one spot.

The analysis of the servovalve, which had been installed on the aircraft since itsmanufacture in 1993, showed that the original seal was intact and in apparently goodcondition. The valve was bench tested in accordance with CMM and other proceduresin order to reproduce its operation during the accident. No anomalies were noted andthere was no evidence of any binding or obstruction in its operation.

141

Report A-053/2006

In an effort to find evidence in the interior of the servovalve, it was disassembled at thefacilities of the manufacturer, IN-LHC Zodiac. A large scratch was found in the spoolbetween the edges corresponding to the U and R doors in the second stage. No otheranomalies were found in the interior of the valve. The spool itself moved freely and fellunder its own weight.

It is probable, therefore, that the residual pressure in the alternate system hydraulic linesthat was acting on the no. 5 and 6 wheel brake assemblies was due to binding andobstruction in the servovalve from contamination and particles in the fluid of the Yellow(alternate) system. Although the malfunction in the servovalve was reproduced in thetests following the event, it quickly disappeared, leaving behind as the only proof thedeep scratch on the surface of the spool.

1.9. Statements from experts on tire fires

Tire manufacturers were consulted about the possibility of the rubber in the tirescombusting spontaneously.

The information received indicates that, in general, the rubber by itself, even at hightemperatures, does not catch on fire but it simply melts. If, however, the rubber is keptat temperatures above 300 °C, volatile white fumes are generated that can ignite ontheir own, but only if the ambient temperature is above 300 °C.

While these conditions can be reproduced in a laboratory oven, they are not present ina wheel with a deflated tire rolling on its rim. It can be assumed that the environmentaround a rolling tire had a relatively low temperature, making spontaneous ignitionunlikely. The same considerations are applicable in the case of rubber particles cominginto contact with the brakes.

It is highly improbable, therefore,that a deflated tire would cause afire without the presence of otherinflammable liquids. One possiblescenario conceived by these expertsis if the carcass is torn up anddisintegrates while rolling flat and damages a nearby hydraulichose.

The two deflated and burned tireswere found as shown in Figure 1,which reveals no loss of integrity ofthe rubber.

142


Figure 1. Condition of tires on wheels 5 and 6


1.10. Prior events involving Airbus

The information received from Airbus and compiled by Airbus and the BEA on fireevents in A-300 brake assemblies was analyzed.

The case history analyzed at the 155th ARM (Airworthiness Review Meeting) includes adozen cases that were jointly reviewed by Airbus and the EASA.

The causes of the fires in many of these events are unknown or simply attributed togrease and inflammable liquids coming into contact with the brakes. In only one of thecases considered was a hose broken by impacting pieces of tire.

In light of the cases considered, the ARM concluded that the impact on airworthinessby fires on takeoff (RTO) or on landing was not considered “major” if the fire wererapidly extinguished by the fire brigade, that no design deficiencies were identified andthat the safety objectives associated with brake fire events were being met.

1.11. Evacuation and survival

The captain ordered an emergency evacuation upon receiving confirmation of the firein the LH landing gear, giving instructions that the evacuation proceed only via the rightside of the airplane.

When the FAs opened the right-side doors, they saw the signs being made by some firebrigade members to stop the emergency evacuation. The chief FA indicated that despitethese signs, it was decided to continue with the evacuation since it had already startedand there was the potential for confusion, and thus to exacerbate the risk of injury topassengers, if it was stopped.

The two members of the flight crew did not evacuate since the situation was undercontrol.

2. ANALYSIS

2.1. Causes of fire and of brake heating

2.1.1. The Fire

The events involved this accident point to a fire breaking out in the rear wheels,numbers 5 and 6, on the LH main gear leg, which drove the decision of the aircraft’scaptain to evacuate the 204 passengers and the 13 crew onboard. One person wasseriously injured during the evacuation, hence the event being classified as an accident.

143

Report A-053/2006

A timeline of the occurrences leading up to the fire reveals the following key events:

20:59:00 Taxi starts

21:14. Last time the aircraft stopped using LH brake to decelerate

21:15:19 Crew indicated they will have to delay takeoff

21:17 Crew requested technical assistance to have the brake cooled down

21:20 Crew requested firemen inspection for the left gear

21:29:33 Crew reported the aircraft resumed the taxi run after a first stop to cooldown the brakes

21:41:45 Second stop on taxi run going back to the parking

21:51:41 After stopping to let the brakes cool, the taxi run resumes.

21:56:40 Control makes a call to QTR 068 that goes unanswered.

It is in this timeframe that the fusible plugs on both wheels melt

21:56:59 Control repeats its call.

21:57:03 QTR 068 replies with a brief “stand by”.

21:58:06 From its cockpit, another aircraft crew sees the fire in the LH wheel of QTR068 and calls it in.

The fusible plugs melted within five minutes of resuming the taxi and some 84 secondslater the flames from the fire were observed. In the meantime, the crew’s silence to thecall from Control suggests that the abnormality somehow became apparent. Both theflight and cabin crew felt bumps while taxiing.

It is likely that the fire started at the same time that the airplane lurched down whiletaxiing at 9 kt, as the tires deflated. The low speed and the absence of mechanicalimpact damage or of bending or pulling stresses rules out the hypothesis that pieces ofrubber from the tires severed hydraulic hoses. The damage noted on the hydraulic linesafter the accident was due, according to the workshop analysis, to the fire itself sincethere was no mechanical damage. As a result, the hypothesis that the fire was causedby a break in the hydraulic lines as the airplane dipped down and the tires deflated canbe dismissed.

A second hypothesis is that the fire initiated before the fusible plugs melted while taxiing, in which case it would be the fire itself (a fire prior to the blowout) that furnished the additional heat to cause the tires to warm enough for the plugs tomelt.

144



It is an accepted and established fact that a fire can spontaneously ignite given twoconditions: the existence of combustible material and a heat source whose temperatureexceeds the material’s ignition or flashpoint temperature.

The rubber in the tires can provide the combustible material for a fire of a certain size,but it needs temperatures in excess of 400 °C to ignite. The fusible plugs on both rearwheels of the LH leg would have melted long before that temperature was reached,preventing a fire. It is possible, therefore, that another material, either hydraulic fluid orgrease from a wheel axle bearing flowed and came into contact with hot componentson the brake discs. The temperatures recorded by the probe in those brake assembliesreached values of 500 °C, and it is reasonable to assume that the temperatures at somepoints on the carbon discs were even higher. The flashpoint of hydraulic fluid and ofgrease is around 400 °C, meaning this may have been the scenario which created theinitial flames that later spread to the tires.

Although the damage noted on the hoses was the result of the fire itself, the possibilitythat liquid seeped out of those hoses prior to the fire, or that there was grease left overfrom a maintenance action or excess lubricant applied to the wheel bearings, cannot beruled out.

In previous wheel fire incidents or accidents, the presence of fluids has been suspected,even lacking direct evidence. In this case, the extraordinary duration of the exposure tohigh temperatures and the pressurization of the alternate brake system may haveresulted in fluid accumulating from a small leak or in the seepage of grease from insidethe bearings. The presence of such greases or fluids, while imperceptible when theairplane is dispatched, could eventually leak onto hot surfaces after an hour of taxiing.

The existence of an entry in the Flight Report Book made fifteen days earlier involvingheating of the LH leg brakes and the reproduction of the phenomenon duringoperational tests after the event indicate that the problem had been present for sometime, though it may have been reoccurring, because the seizing caused in the brakesfor those two wheels was only partial and induced a residual pressure that absorbedrelatively little energy at ambient and fluid temperatures below 60 °C.

On a short taxi run from the stand to the takeoff point, the problem would not havemanifested itself. Without reaching 300 °C, the airplane would have taken off andcompleted its flight operation. In the first part of its taxi run, however, the airplane inthis event was already experiencing asymmetric heating. That is why a recommendationis issued to the manufacturer, requesting that it provide additional instructions andcriteria to differentiate problems with brake seizures, and provide advice on the bestway to proceed in those cases.

There is a different way to set out the scenery, the aircraft start taxi for takeoff with coldbrakes, and having such level of temperature with barely using the associated brake for

145

Report A-053/2006

a long period of time was a clear indication of a technical problem, and relay on basicairmanship to stop the aircraft. But different crews into a different conditions as nooperator technical support there or hardly hot or cold environments could take differentdecisions and is in this way the SR expressed in the previous paragraph is also supported.

2.1.2. Brake heating

The only common cause for brakes seizing in wheels 5 and 6 of the LH leg was foundin the improper pressure of the alternate brake system (yellow hydraulics) after theparking brakes were released at the start of the operation. Three components, the safetyvalve, filter and servovalve, could have been responsible for the condition that wasreproduced during the operational tests conducted after the event. The workshopinspections of the disassembled components were not definitive, but they do providean indication that foreign particles clogged the pressure return in the servovalve.Moreover, the pressure that was sustained for over an hour, from the time of enginestartup when the hydraulic systems are pressurized, could have resulted in the hydraulicfluid seeping out and building up on an external surface.

The FDR data show that the brakes on the LH leg were not used once the temperatureproblems became evident, meaning that the use of the brakes in no way contributedto the temperature increase in the brake assemblies of the number 5 and 6 wheels ofthe LH landing gear.

It was also noted that the heating cycles during the final taxi phase were more rapid inthat the brakes quickly became hot again when resuming taxiing after stopping to allowthem to cool. The reasons are thought to be, on the one hand, the increased frictioncaused by the residual pressure in the alternate hydraulic system resulting from beingsubjected to elevated temperatures, and, on the other, the thermal inertia, that is, thedisappearance of the heat sink when, after nearly an hour of taxiing, the entire leg hadbecome hot.

The aircraft was not equipped with cooling fans for the brake packs. These fans areused to reduce the temperature increase experienced by the brakes on landing andallow for a short stopover time. It is possible that had the airplane been equipped withsuch fans, the temperature readings would have been lower, though this would onlyhave served to mask an ongoing problem.

2.1.3. Contamination of the hydraulic system and maintenance considerations

The spectrographic analysis confirmed that the hydraulic fluid in the systems waspractically free from contamination. The marks and scratches noted on the internal spoolof the servovalve, however, indicate that a high-hardness particle such as a grain of sand

146



or silica must have been lodged inside the valve. Due to the way the system is designedand conceived, there is no fluid flow at the end of the valve, only pressure transmittedby way of pistons to the actuating pistons in the brake assemblies. Only if a componentwere replaced and the system purged would the fluid emerge, and then only afterhaving passed through a filter that would retain any impurity. It is logical to assume thatthe contaminant was introduced to the fluid during a change out of a landing gearcomponent, in particular of one situated downstream of the servovalve. As aconsequence, a safety recommendation is issued specific to the Operator to improve itsmaintenance processes.

In addressing another maintenance aspect and so as to keep elevated and prolongedheating events involving brake assemblies from resulting in tire fires, we note therigorous need to clean any grease and to check for hydraulic fluid leaks, not allowingeven the slightest leakage, and to avoid the excessive lubrication of the bearings. Theseobservations are applicable not only to technical maintenance personnel but also to theflight crew during the performance of the walk around check.

2.2. Execution of operation

Over the course of its operation and movement on the taxiways at Madrid-Barajasairport, the aircraft covered some ten kilometers in 62 minutes before the tires deflatedand caught on fire. There was ample time for the crew to ponder its decisions calmlyand for ATC as well, since there was seemingly not much traffic to control.

The crew quickly noted the problem before reaching the halfway point of its taxi runto the runway for takeoff. They took the precaution of not stepping on the LH brakepedal and keeping the taxi speeds low.

During the second half of the taxi out, the crew was correct to postpone the takeoffand request a parking space from ATC where they could stop and receive help. Controldid not appreciate the complexity of the situation and made the aircraft advanceanother kilometer, possibly to free up access for other aircraft to take off from runway36R. It could be argued that the accident would not have occurred had the airplanepromptly received the assistance the crew requested. A large airport should haveremote, strategically positioned parking areas where airplanes with technical or otherproblems affecting its safety or security can be segregated and serviced. The airport has12 far off parking positions, between path points D and E, just to the left of taxiwayM, and further on there is a deice platform for runway 36R.

By the time the aircraft approached the vicinity of the runway 36R threshold, thesituation had become untenable. With the affected brake assembly temperaturesreaching 485 °C, the crew decided to cancel the takeoff, park the airplane and receivetechnical aid as well as assistance from the fire brigade.

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Report A-053/2006

In the absence of an emergency declaration from the crew, Control evaded the questionof providing fire brigade assistance. As for the technical assistance, Control decided thatit had to be provided by the operator’s handling agent at the parking stand from whichthe airplane had departed. Judging by the conversations held with the variouscontrollers on different frequencies, ATC was undoubtedly aware of the difficultiessurrounding flight QTR 068; however, each controller only had a partial vision of theproblem and never fully understood the crew’s requests.

The previous paragraph must be understood in the sense that the assistance given bycontrol to aircraft could have been improved. This department could have paid attentionto the difficulties the aircraft encountered without declaring emergency. For thesereasons a safety recommendation is issued to AENA to revise the control procedureswhen an aircraft require the assistance of the fire brigade, so as to gather all thenecessary information for a clear assessment of the situation and provide the adequateanswers.

Given the condition of the aircraft, reaching the distant point E had proven arduous.On the way back, the crew faced the even more difficult task of returning to its pointof departure, made more precarious this time by having to taxi with already hot brakes.The aircraft should not have been moved from its position at point E, though thedecision to return to parking can be explained given their situation: in the open fieldand with no building in the vicinity in an unknown airport, without their operatingcompany’s support and without receiving the aid they were requesting.

During the return the brake temperature quickly rose again to 500 °C at point F, forcingthe aircraft to pause once more. When they resumed taxiing, and after rolling for somefive minutes, the aircraft approached point G. It was then that two of the tires deflated,thus precluding any further movements and frustrating the attempt to return to parkingstand T1. At that time, 21:57, Control’s clearance to continue taxiing went unansweredby the crew which, when prompted by Control, replied simply with a “stand by”, a signthat something had gone wrong in the cockpit.

The FCOM makes reference to a temperature limit of 600 °C, which must not beexceeded under any circumstances. The FCOM also sets a maximum brake temperatureof 300 °C before initiating the takeoff run. It does allow for the abnormal & asymmetricheating of the brakes on the A-300, establishing a maximum difference of 150 °Cbetween them, as may be the case during a partial seizing of the brake in one of thewheels.

This accident, however, shows that prolonged heating with temperatures below 500 °Cunder continuous taxi conditions with the tires building up heat as a result of rollingdeformation can result not only in the fusible plugs melting while taxiing, but also inthe appearance of a fire due to the presence of combustible material igniting the rubberin the tires. The crew, despite having noted the abnormal and asymmetric heating of

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the brake assemblies, did not interpret the FCOM instructions correctly when assessingthe gravity of the situation.

It would be expedient for operators and crews to have more thorough instructions onhow to proceed in these cases. New taxi limitations could be established, for example,similar to those already used for takeoff. Only the 600º limit is imposed during taxi asthe temperature limit that is not to be exceeded under any conditions.

Any problems involving seizing of the brakes will first be noticed by the crew. Logically,such seizures cannot occur simultaneously on all the wheels and operators should beable to discern, from the first indication of asymmetric heating, whether there is atechnical problem of whether the differences are due to other circumstances, such as,for example, operating in a cross wind. Once the problem is isolated, even if theabsolute temperature limits are not exceeded, actions should be taken to preventextreme heating conditions, especially during long taxi scenarios.

The 600º C maximum temperature limit for any wheel may be realistic in eventsinvolving a short-duration heating of the brakes, as might occur when braking hard onlanding. Such limits are not deemed conservative, however, in prolonged heating events,where the heat sink offered by the metallic mass of the leg is no longer effective.

A safety recommendation is issued in this regard to the manufacturer so that guidanceand operational limits below 600 °C be issued with regard to the use of brakes insituations involving long operations on the ground.

2.3. Evacuation

The fire was declared two minutes after the tires deflated and one minute after a pausein the communications between the crew and Control.

It was another aircraft that first reported, in Spanish, the existence of a fire in the leftleg. Once this information was relayed to the crew in English, the captain made thedecision to evacuate the aircraft.

The fire was not confirmed by control, which could only see the right side of theaircraft, until it received this information from a FOLLOW ME car that was in the areaand that accessed the 121.85 frequency. The fire brigade vehicles were just arriving atthat time, but they were on a different frequency. The firefighters were quickly able tobring the fire under control and extinguish it. When the control tower asked the aircraftfor a frequency change to 121,700 MHz, which was not assigned to this taxi area, thisprevented from listen to the fire brigade both in the area frequency of 121,85 MHz asin the emergency frequency of 122,795 MHz

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Although the firefighters’ car attempted to communicate using signals with the cabincrew that had opened the doors of the airplane to try to stop the evacuation, it wasdecided to continue so as not to cause further confusion.

The deplaning of the passengers may have been halted had there been bettercommunication among the crew, the TWR and the firefighters, although the decisionmade is deemed logical and reasonable since the cancellation could have led toconfusion among the passengers and resulted in additional problems.

Throughout the entire taxi operation, there were over five changes in radio frequency,involving different controllers who each knew only part of the difficulties beingexperienced by the aircraft. The frequent control changes hindered the tower’s abilityto monitor the operation.

In the initial moments of the evacuation, control relayed to the aircraft the instructionto change communications to a different GMC frequency. In the meantime, Controlremained in radio contact with the FOLLOW ME car and another aircraft in the area,which was relaying information in Spanish on the progress of the evacuation.

It is likely that more fluid and coordinated communications between the variouscontrollers handling the different frequencies and the crew would have enabled thecrew to make better decisions, possibly even avoiding the appearance of the fire. This,along with a fire warning issued in a language known by all the parties involved, couldeven have prevented the emergency evacuation that resulted in injuries to some of thepassengers. That’s the reason a safety recommendation is issued for improving thefrequency changes procedures when difficulties, anomalies or emergencies arise withthe taxiway traffics.

3. CONCLUSIONS

3.1. Findings

• The aircraft experienced an asymmetric heating of the brake assemblies on wheels 5and 6.

• The aircraft had to taxi a long distance, as required by the length of the Madrid-Barajas airport.

• Brake temperatures in excess of 300 °C were reached. Takeoff with such hightemperatures is not permitted.

• The crew decided to continue its taxi run while stopping occasionally so as not toexceed the FCOM temperature limits (600 °C). By stopping before the readingexceeded 500 °C, they were well within FCOM limits.

• Temperatures of 500 °C were reached while returning to parking. There were no datarecorded related to brake system pressures or temperatures.

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• The aircraft was not provided with a nearby parking stand, nor was it providedassistance from the firefighters as requested since the presence of firemen was notasked by control tower.

• Communications were handled on different frequencies. The last frequency changeresulted in the crew not receiving information relevant to the evacuation.

• Many conversations on the tower frequency with other stations were held in Spanish,which prevented the crew from being immediately aware of what was happening.

• A fire was declared affecting the rear wheels on the LH leg.• The fire was promptly reported by another taxiing aircraft, and quickly fought and

brought under control.• An evacuation was ordered, during which several passengers were injured, one of

them seriously.• The crew decided not to halt the emergency evacuation of the passengers so as not

to create confusion among the passengers and avoid further complications.

3.2. Causes

During the long taxi out for takeoff, it became apparent that the brakes for wheels 5and 6 were overheating. In light of this, the crew decided to cancel the takeoff and totaxi in to return to the assigned parking stand. The two tires, however, deflated and afire broke out.

• The brakes on wheels 5 and 6 heated due to residual pressure trapped in thealternate brake system caused by a stuck servovalve for this pair of wheels andresulting from the presence of a high-hardness particle in the hydraulic fluid.

• The fire is likely to have resulted from the large build-up of heat in the affectedwheels, without a prior leak of inflammable liquids, after the tires had deflated.

4. RECOMMENDATIONS

REC 08/10. While the FCOM in point 2.05.32 provides instructions on determiningwhether the brakes are seized, the crew, based on these criteria, decidedto continue the taxi run and a fire eventually broke out. As a result, it isrecommended that the manufacturer improve its “Brake Temperature HI”Abnormal Procedure so as to aid crews faced with gradual but prolongedincreases in temperature and that it lower the brake temperature limit soas to avoid the possibility of the wheels catching on fire.

REC 09/10. It is recommended that the Operator enhance the training of its A-300pilots so as to improve their ability to determine the existence of seizedbrakes and that it adopt those actions and procedures that aid in theefficient combat of this abnormal condition.

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REC 10/10. It is recommended that the Operator re-evaluate and improve theconditions under which hydraulic system replacements and fluid rechargesare made under any environment so as to ensure that these tasks do notallow for the contamination, especially by high hardness particles, ofhydraulic systems.

REC 11/10. It Is recommended that AENA improve the procedures in case of aircraftwith difficulties, anomalies and emergencies, to guarantee in these casesthat the information and coordination interchange between thecontrollers and the crew be more efficient. It is also recommended toavoid the changes in frequency and to maintain the communications in alanguage known by all the parts involved, especially by all the aircraft infrequency.

REC 12/10. It is recommended that AENA revise the control procedures when anaircraft require the assistance of the fire brigade, so as to gather all thenecessary information for a clear assessment of the situation and providethe adequate answers.

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APPENDIX 1Barajas Airport Chart

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